ES2819559T3

ES2819559T3 - Ala de aeroplano

Info

Publication number: ES2819559T3
Application number: ES17020576T
Authority: ES
Inventors: Hans-Jörg Petscher; Volker Kassera
Original assignee: Aircraft Performance Co GmbH
Current assignee: Aircraft Performance Co GmbH
Priority date: 2017-12-15
Filing date: 2017-12-15
Publication date: 2021-04-16
Anticipated expiration: 2037-12-15
Also published as: CN111479749B; US20210221495A1; WO2019115528A1; CN111479749A; EP3498597A1; US11396368B2; EP3498597B1

Abstract

Un ala (2) para un aeroplano (1), que se extiende desde un extremo interior del ala para ser montado en un cuerpo (7) base de dicho aeroplano (1) hacia un extremo exterior del ala y teniendo al menos dos aletas (8, 10) en el extremo exterior del ala, una aleta corriente arriba (8) de las aletas que preceden una aleta (10) corriente debajo de las aletas en una dirección de vuelo (x), teniendo la aleta (8) corriente arriba propiedades elásticas de torsión con respecto a un eje longitudinal de la misma de tal manera que un ángulo de ataque local en un plano (xz) paralelo a la dirección de vuelo (x) entre dicha línea de cuerda de la aleta (8) corriente arriba y una dirección de flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta corriente arriba se reduce bajo condiciones de alta carga aerodinámica sustancialmente por encima de 1 g, en particular por encima de 2 g, debido a una reacción elástica de torsión de la aleta (8) corriente arriba a dichas condiciones de alta carga aerodinámica, en donde la aleta (10) corriente abajo experimenta una corriente descendente de la aleta (8) corriente arriba, siendo dicha corriente descendente reducida por dicha reacción elástica de torsión de dicha aleta (8) corriente arriba, y en donde un ángulo de ataque local en un plano (xz) paralelo a la dirección de vuelo (x) entre la línea de cuerda de dicha aleta (10) corriente abajo y una dirección del flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta (10) corriente abajo se incrementa bajo dichas condiciones de alta carga aerodinámica al menos en parte debido a dicha reducción de dicha corriente descendente, de tal manera que aparece una pérdida en dicha aleta (10) corriente abajo.

Description

DESCRIPCIÓN

Ala de aeroplano

La presente invención se refiere a un aeroplano y un ala para un aeroplano. El documento US2009/084904 se refiere a múltiples aletas dispuestas en el extremo exterior de las alas, siendo ambas aletas capaces de operar con un ángulo de ataque más alto sin entrar en pérdida de sustentación.

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

La función básica de un aeroplano 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 aeroplano en el flujo de aire resultante de la velocidad. Esta función es objeto del diseño aerodinámico de las alas del aeroplano, por ejemplo en lo que respecta a su tamaño, perfil, etc.

En general, se conoce el uso de los llamados dispositivos de punta de ala o aletas en los extremos exteriores de las alas principales de los aeroplanos, es decir, de aquellas alas responsables principal o exclusivamente de la sustentación. Estas aletas están destinadas a reducir los llamados vórtices de la punta del ala que 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 prevista. Dado que hay un extremo del ala, el flujo de aire tiende a compensar la diferencia de presión que resulta en un vórtice. Este vórtice de la punta del 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 aeroplano. Las aletas mencionadas son, por así decirlo, un deflector contra el vórtice de la punta del ala.

Además, un problema de usar aletas en los extremos exteriores de las alas principales es que tienen un impacto en la estabilidad mecánica del ala y por lo tanto en el aeroplano bajo condiciones de vuelo, ya que producen fuerzas aerodinámicas adicionales a las fuerzas producidas por el ala principal. En particular, debido a su posición en el extremo exterior, pueden producir pares de torsión comparativamente grandes en relación con las partes internas del ala, y/o sus fuerzas y torsiones se aplican a partes del ala principal de construcción usualmente mucho más liviana en comparación con las partes internas del ala principal. En consecuencia, a menudo será necesario reforzar la construcción del ala principal a este respecto para que una parte de las ventajas económicas y ecológicas de las aletas se compensen con el peso adicional debido al refuerzo.

El problema de la presente invención es proporcionar un ala mejorada y un aeroplano mejorado, que tenga aletas.

Ante este problema, la invención está dirigida a un ala de un aeroplano, que se extiende desde un extremo interior del ala para ser montada en un cuerpo base de dicho aeroplano hacia un extremo exterior del ala y que tiene al menos dos aletas en el extremo exterior del ala, una de las aletas corriente arriba que precede a una aleta corriente abajo en una dirección de vuelo (x),

teniendo la aleta corriente arriba propiedades elásticas de torsión con respecto a un eje longitudinal de la misma, de tal manera que un ángulo de ataque local en un plano paralelo a la dirección de vuelo entre la línea de cuerda de dicha aleta corriente arriba y una dirección del flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta corriente arriba se reduce bajo condiciones de alta carga aerodinámica debido a una reducción elástica de torsión de la aleta corriente arriba a dichas condiciones de alta carga aerodinámica, en las que la aleta corriente abajo experimenta una corriente descendente de la aleta corriente arriba, siendo dicha corriente descendente reducida por dicha reacción elástica torsional de dicha aleta corriente arriba, y donde un ángulo local de ataque en un plano paralelo a la dirección de vuelo (x) entre la línea de cuerda de dicha aleta corriente abajo y una dirección de flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta corriente abajo aumenta bajo dichas condiciones de alta carga aerodinámica al menos en parte debido a dicha reducción de dicha corriente descendente, de tal manera que aparece una pérdida en dicha aleta corriente abajo, y a un aeroplano que tiene dos de tales alas mutuamente opuestas, así como al uso de un conjunto de aletas para montar en un ala o en un aeroplano con el fin de producir tal ala o aeroplano.

La invención se refiere a un ala que tiene al menos dos aletas en el que estas aletas están fijadas a un extremo exterior del ala. Para evitar confusiones, el "ala" puede ser el ala principal del aeroplano que es (principalmente) responsable de la sustentación requerida; sin embargo, también puede ser el ala estabilizadora horizontal que normalmente también es aproximadamente horizontal. Además, el término "ala" se referirá al ala como tal que se origina en el cuerpo base del aeroplano y se extiende desde allí hacia afuera. En un extremo de ala exterior de esta ala, las al menos dos aletas están fijas y se extienden adicionalmente, pero no necesariamente en la misma dirección. Como ya se conoce principalmente en la técnica anterior, una aleta se puede inclinar con respecto al ala y/o doblar. Sin embargo, preferiblemente, las aletas no se extienden hacia dentro desde el extremo exterior del ala.

Una idea básica de la invención es utilizar las denominadas estructuras de transformación para al menos una aleta corriente arriba, es decir, propiedades elásticas de torsión dedicadas de la aleta. Las propiedades elásticas de torsión se adaptarán de tal manera que un ángulo de ataque local, es decir, un ángulo entre la línea de cuerda del ala y la dirección del flujo de aire en un plano paralelo a la dirección de vuelo, se reduzca bajo condiciones de alta carga aerodinámica. El ángulo de ataque local significará un ángulo de ataque promedio en la respectiva aleta a lo largo de su longitud en envergadura porque el efecto aerodinámico general de la aleta es de interés. "Local" se refiere a la aleta (en particular para distinguir el ángulo del ángulo de ataque general del aeroplano completo). Es razonable referirse a este ángulo de ataque (como un promedio) porque el ángulo de ataque usualmente no varía demasiado a lo largo de la longitud en envergadura de la aleta.

Condiciones de alta carga aerodinámica significarán, de acuerdo con la presente invención, condiciones de carga sustancialmente superiores a 1 g, en particular superiores a 2 g. En otras palabras, se considera que las fuerzas gravitacionales aumentan en un cierto factor y, en consecuencia, se consideran las fuerzas aumentadas hacia abajo (básicamente perpendiculares al eje longitudinal del fuselaje del aeroplano). Tales condiciones pueden aparecer, por ejemplo, en una ráfaga de viento o en un giro brusco. Por lo tanto, una alta carga aerodinámica significa que el ala experimenta una carga, es decir, produce una elevación, que es sustancialmente mayor que bajo condiciones de vuelo normales. Bajo condiciones normales de vuelo, la estructura aerodinámica completa del aeroplano está adaptada para soportar el peso del aeroplano. Esto se entiende bajo condiciones de carga de 1 g. Sin embargo, una ráfaga de viento o un viraje brusco pueden producir fuerzas adicionales debido a una aceleración que aumentan la sustentación o carga efectiva del ala. En consecuencia, la estructura mecánica de un ala se prueba y certifica en vista de situaciones tan excepcionales de carga elevada, por ejemplo de 2.5 g, de acuerdo con la denominada envolvente de vuelo y sus bordes. Aunque en los casos reales de sobrecarga, tales como giros bruscos, las cargas aumentadas son variables en el tiempo, con respecto al diseño y las pruebas de la estructura del aeroplano, el caso de carga alta se considera estático, en general.

Los inventores encontraron que el problema con las aletas adicionales puede ser una contribución de sustentación adicional que puede ser perjudicial bajo condiciones de carga elevada de los respectivos límites mecánicos de la construcción general. Sin embargo, si la aleta muestra una reacción de torsión pasiva elástica a una carga tan alta, las propiedades aerodinámicas pueden modificarse por ello. En particular, si el ángulo de ataque se reduce en comparación con una aleta (ficticia) sin tales propiedades de torsión, la aleta produce sustancialmente menos sustentación.

Por otro lado, la invención está dirigida a al menos dos aletas secuenciales en el extremo exterior del ala. Los inventores descubrieron que es preferible no utilizar el mismo concepto para la aleta corriente abajo, sino llevar la aleta corriente abajo a condiciones de pérdida bajo una carga tan alta. La pérdida significa que el flujo de aire ya no se adhiere a las superficies aerodinámicas, sino que se crea un flujo turbulento y usualmente inestable. Bajo estas condiciones, la sustentación producida se reduce sustancialmente. Por tanto, también para la aleta corriente abajo, se puede reducir la contribución respectiva a las fuerzas críticas y el par de torsión.

En el caso de las alas de los aeroplanos, la pérdida usualmente se considera peligrosa porque la sustentación es obligatoria para un aeroplano. Sin embargo, esto no se aplica a una aleta. Además, la pérdida produce resistencia, naturalmente, y por lo tanto no es económico. La presente invención contempla las condiciones de pérdida de la aleta corriente abajo bajo condiciones excepcionales, a saber, carga aerodinámica pesada. La economía no es un aspecto importante, pues, ya que tales condiciones aparecen raras veces y están dominadas por aspectos de seguridad y control.

Además, las fuerzas de resistencia tienen una dirección con un pequeño ángulo con la dirección de vuelo. El ala principal y las aletas son comparativamente muy estables en esta dirección, de todos modos, por lo que las fuerzas de resistencia no son críticas con respecto a la estabilidad estructural.

Se podría haber considerado usar el mismo mecanismo para la aleta corriente abajo que el usado para la aleta corriente arriba, es decir, para reducir el ángulo de ataque también para la aleta corriente abajo. Sin embargo, dado que la aleta corriente abajo está dispuesta en una secuencia con respecto a la aleta corriente arriba, es decir, corriente abajo de la misma, aunque inclinada hacia ella, experimenta la corriente descendente de la aleta de corriente arriba y, por tanto, también el efecto del movimiento de transformación de la misma en cierta medida. Esto significa que la dirección del flujo de aire que se acerca a la aleta corriente abajo es redirigida a un grado más bajo por la aleta corriente arriba (hay menos corriente descendente) como consecuencia de la transformación de la misma, de tal manera que la transformación de la aleta corriente arriba puede inducir condiciones de pérdida en la aleta corriente abajo.

Con respecto a una reducción del ángulo de ataque debido a la transformación por un lado y las condiciones de pérdida de sustentación por otro lado, debe aclararse que esto se aplica al menos a la mayoría de la longitud en envergadura respectiva de las aletas y, naturalmente, a la línea de cuerda local respectiva y la dirección del flujo de aire local (aquí se entiende "local" a lo largo de la longitud en envergadura de las aletas). En particular, las afirmaciones con respecto a la transformación se aplicarán al menos al 50% y preferiblemente al menos al 60%, al 70% o incluso al menos al 80% de la longitud en envergadura de la respectiva aleta. Lo mismo se aplica de forma análoga (pero independiente) a las afirmaciones con respecto a las condiciones de pérdida.

Además, debe aclararse que, en determinadas circunstancias, una "sustentación" producida por una aleta puede ser una fuerza crítica y puede crear un par de torsión crítico incluso si no contribuye a la sustentación general del aeroplano. Por ejemplo, si una aleta se dirige más o menos hacia arriba, la "sustentación" creada por esta (debido a su función aerodinámica) puede tener un componente horizontal importante que no contribuye a la sustentación general del aeroplano pero que, sin embargo, produce un par de torsión, en particular en una región de montaje entre la aleta y el ala principal y en la parte exterior del ala principal.

En realidad, en una realización preferida, la aleta corriente abajo no mostrará ninguna deformación elástica de torsión sustancial bajo la alta carga aerodinámica. Si la aleta corriente abajo mostrara una respuesta de torsión similar a la aleta corriente arriba, pero en menor grado, las condiciones de pérdida aún podrían ser posibles debido al cambio de corriente descendente, pero serían algo más difíciles de lograr. Por tanto, la tercera aleta es preferiblemente relativamente rígida en cuanto a torsión. Esto significa que, bajo condiciones de carga pesada de 2.5 g, la deformación elástica por torsión de la aleta corriente abajo será inferior a 0.3° en promedio a lo largo de la longitud en envergadura de la aleta corriente abajo e incluso más preferiblemente 0.2° o 0.1° en promedio como máximo.

Por otro lado, la torsión de transformación deseada de la aleta corriente arriba será preferiblemente de al menos 0.5° en promedio a lo largo de su longitud en envergadura bajo condiciones de 2,5 g e incluso más preferiblemente de al menos 0.6° o 0.7°.

Otra implementación preferida de la invención, sin embargo, contempla mejorar la apariencia de pérdida en la aleta corriente abajo mediante una transformación de esta aleta corriente abajo, pero en un sentido de torsión opuesto. Esto significa que las condiciones de pérdida pueden mejorarse mediante una adaptación de la aleta corriente abajo para aumentar el ángulo de ataque respectivo bajo condiciones de carga pesada (en contraste con una disminución para la aleta corriente arriba). Por lo tanto, el ángulo de ataque en la aleta corriente abajo no solo aumenta debido a un cambio en el flujo de aire que llega a la aleta corriente abajo sino, además, debido al efecto de transformación que se acaba de mencionar (con sentido invertido) que aparece aquí.

Con respecto a esta transformación de la aleta corriente abajo, será preferiblemente de más de 0.3° (en promedio a lo largo de la longitud en envergadura), pero no necesariamente tan pronunciada como la transformación de la aleta corriente arriba. Incluso es posible lograr condiciones de pérdida sin ninguna transformación torsional de la aleta corriente abajo, de tal manera que se pretende mejorar la apariencia de pérdida, pero no necesariamente la única causa.

En la literatura, se pueden encontrar propuestas para transformar partes del ala en donde las partes del ala se articulan y (activa o pasivamente) se mueven como un todo, es decir, con una región o interfaz de transición "aguda". Esto significa que, por ejemplo, la deformación torsional de la aleta corriente arriba aparecería, con respecto a la longitud en envergadura, por así decirlo de manera concentrada a través de una hendidura u otra separación entre la aleta o parte de la aleta que se mueve torsionalmente y una parte de la aleta que no se mueve o parte del ala. Esto también es posible con la presente invención, naturalmente, pero no se prefiere. Los inventores consideran que las transiciones con una hendidura son problemáticas por diferentes razones, tales como la limpieza, la sensibilidad a la humedad, el hielo y otras condiciones climáticas, bordes aerodinámicamente desventajosos, etc. En cambio, la transformación deseada aparecerá de una manera más distribuida a lo largo de la longitud en envergadura, y en el mismo participará el casco aerodinámico de la aleta.

Si la respuesta elástica a la torsión de acuerdo con la invención se consigue mediante una característica de torsión algo "blanda" de la estructura mecánica de la aleta, normalmente se distribuye a lo largo de la longitud en envergadura de la aleta de forma más o menos uniforme. Tales características de transformación son adecuadas para adaptarse a muchas situaciones de "vuelo normal", por ejemplo, porque la aleta actuará en un vórtice de punta del ala principal en donde la dirección del flujo de aire varía continuamente con la distancia desde la punta del ala principal. Tal distribución "uniforme" (por ejemplo lineal) de la transformación a lo largo de la longitud en envergadura de la aleta funciona bien también para la presente invención.

Sin embargo, es más preferible una deformación torsional más fuerte cerca de la raíz de la aleta en comparación con su punta. Entonces, el ángulo de torsión promedio a lo largo de la longitud en envergadura puede mejorarse porque una deformación de torsión cerca de la raíz tiene un impacto en el ángulo de ataque local de una parte de aleta comparativamente larga hacia afuera de la misma. Esto se aplica, como otras afirmaciones con respecto a la transformación de las aletas, a la aleta corriente arriba y/o corriente abajo, preferiblemente al menos a la aleta corriente arriba (en particular si la aleta corriente abajo es rígida a la torsión).

En consecuencia, se prefiere que el 50% interior de la longitud en envergadura de la aleta en transformación muestre una respuesta de torsión más pronunciada que el 50% exterior de la misma. Incluso más preferiblemente, esto se aplica al 40% interno (en comparación con el 60% externo), al 30% interno (en comparación con el 70% externo), o incluso al 20% interno (en comparación con el 80% externo) de la longitud en envergadura de la aleta.

Esto se puede lograr adaptando la estructura mecánica de la aleta a la torsión más elástica (o más suave) en una porción proximal (cerca de la raíz) en comparación con una porción distal. Por ejemplo, se podrían variar las dimensiones de vigas o largueros estructurales. Por ejemplo, un larguero sustancialmente vertical podría ser más delgado en una porción proximal para ser torsionalmente más elástico. Además, en una realización preferida, hay un solo miembro estructural, por ejemplo un larguero, en una porción proximal, y una pluralidad de miembros estructurales, tales como largueros, en una porción distal. En particular, al interconectar la pluralidad de largueros mediante elementos estructurales, tales como costillas, sustancialmente a lo largo de la dirección de vuelo, son mucho más rígidos a la torsión que un solo elemento.

Preferiblemente, un único miembro estructural interior se puede "dividir" en al menos dos miembros estructurales más hacia fuera (en la dirección en envergadura) para crear la pluralidad anterior de miembros estructurales en la parte distal. En otras palabras, el miembro estructural único interior y la pluralidad exterior del mismo se forman preferiblemente de manera integral y tienen una transición entre sí.

En particular, tal elemento estructural único puede ser útil para colocar un centro (o eje de rotación) del movimiento de torsión. Si se coloca más o menos en el centro o incluso más cerca del borde de ataque de la aleta (en la dirección de vuelo), entonces, debido al ángulo de flecha, se producirá un movimiento de transformación en el sentido de reducir el ángulo de ataque local, normalmente. Sin embargo, si tal elemento estructural único se coloca bastante cerca del borde de fuga, puede ocurrir lo contrario, que puede estar destinado a la aleta corriente abajo como se explica.

Como ya se mencionó, la invención contempla una respuesta elástica de la aleta a condiciones de alta carga. En otras palabras, la invención contempla la transformación pasiva. Preferiblemente, un ala de acuerdo con la invención no comprende ningún actuador activo para transformar las aletas, ni en las aletas ni en la parte exterior del ala principal. Tales accionadores se contemplan con frecuencia en la técnica anterior y en la bibliografía. Se considera que son desventajosas para la presente invención debido a su peso adicional, complejidad técnica y también porque una respuesta elástica pasiva es rápida y responde a cargas excesivas en tiempo real.

Es bastante obvio que una cierta respuesta elástica pasiva de las aletas en un sentido de flexión (pero no torsional) aparece bajo cargas variables, tales como la flexión de las alas principales dependiendo de la carga. Esta flexión varía el llamado ángulo diedro. Los inventores han descubierto que esta flexión es de menor importancia para la reducción de la sustentación de una aleta corriente arriba y la apariencia de pérdida de una aleta corriente abajo. En consecuencia, tal flexión puede aparecer pero no es suficiente como tal para lograr los efectos pretendidos por la invención. En particular, el movimiento de torsión previsto por la invención puede lograrse mediante una flexión de este tipo en la que un borde de ataque de una aleta se dobla menos que un borde de fuga de tal manera que se induce una torsión.

Hasta ahora, se han explicado una aleta corriente arriba y una aleta corriente abajo. Esto no tiene la intención de excluir más aletas. En cambio, las declaraciones para la aleta corriente arriba se relacionan con al menos una aleta corriente arriba, y las declaraciones para la aleta corriente abajo se relacionan con al menos una aleta corriente abajo. Sin embargo, preferiblemente no hay más de tres aletas y lo más preferiblemente exactamente tres aletas por ala. Aquí, se prefiere incluso más que las declaraciones para la aleta corriente arriba se relacionen también con la aleta intermedia, es decir, dos aletas corriente arriba, mientras que solo una (la última) aleta corriente abajo experimentará condiciones de pérdida, como se explicó.

En particular, los inventores han descubierto que la tercera aleta corriente abajo de dos aletas en transformación experimenta una variación relativamente fuerte en la corriente descendente en comparación con una aleta intermedia. Esto también depende de la longitud relativa de la aleta (en la dirección en envergadura). Es más fácil lograr condiciones de pérdida corriente abajo de una aleta más larga que si la aleta directamente precedente es más corta que la que entra en condiciones de pérdida. Preferiblemente, en el caso de tres aletas, la aleta intermedia es más larga que la aleta más corriente arriba, mientras que la aleta más corriente abajo es más corta que la aleta intermedia.

Sin embargo, en caso de que la aleta más corriente arriba sea la más larga, también se podrían contemplar las condiciones de pérdida de sustentación de dos aletas sucesivas.

Podría ser ventajoso utilizar una banda de pérdida para facilitar, activar o mejorar la apariencia de la pérdida en la aleta corriente abajo. El experto conoce una tira de pérdida como tal y consiste básicamente en una tira adicional que incluye un borde algo pronunciado que se coloca en o cerca del borde de ataque o una parte del mismo. En su lugar o adicionalmente, el borde de ataque u otra parte de la aleta corriente abajo también podría adaptarse para tener un borde comparativamente afilado por su forma original, en otras palabras para implementar una banda de pérdida de una manera integrada.

Un aspecto preferido adicional de la invención es utilizar un conjunto de aletas como se describe para mejorar un aeroplano existente. Así, un ala de aeroplano que originalmente no tiene aletas o aletas más pequeñas o una estructura en forma de aleta en el extremo exterior tal como la llamada valla, puede estar provista de una estructura de aleta de acuerdo con la invención, en particular con dos o tres aletas. Por tanto, se puede desmontar una parte original del ala, por ejemplo una valla y una estructura de transición correspondiente al ala principal ("carenado"), y se puede sustituir por un conjunto de aletas que incluya otro carenado.

Es particularmente ventajoso utilizar el concepto de reducción de carga de esta invención con alas existentes y aeroplanos existentes con el fin de minimizar o incluso evitar refuerzos en las mismas. Esto se aplica en particular a condiciones de carga elevada, tales como 2,5 g o similares, que usualmente definen los límites de la estructura mecánica de un aeroplano. Si las fuerzas y pares de torsión adicionales implicados por los conjuntos de alas se pueden reducir de esta manera, tales conjuntos de alas se pueden aplicar donde de otra manera no serían aplicables conjuntos de alas o como mucho unos más pequeños.

En este sentido, la invención también se refiere a un conjunto de aletas para actualización y su respectivo uso. También se refiere a un conjunto de aletas también para un primer equipo (original) de un aeroplano, que está adaptado para ser montado en una interfaz definida, tal como una costilla exterior en el ala principal y en el que la orientación del conjunto de aletas está definida por tal interfaz.

Además de eso, la invención se refiere a un aeroplano que tiene dos alas en lados opuestos, cada una con un conjunto de aletas como se describe.

La invención es particularmente ventajosa con una cierta geometría de aletas encontrada por los inventores. Allí, la "primera" aleta corriente arriba y una "segunda" aleta sucesiva están mutuamente inclinadas, como se ve en contra de la dirección de vuelo, en un ángulo diedro relativo delta1,2 en un intervalo de 5° a 35°, en el que dicha primera aleta está inclinada hacia arriba con respecto a dicha segunda aleta, en donde dicho ángulo diedro relativo se define como el ángulo de apertura en la raíz de dichas aletas de un triángulo isósceles que tiene un vórtice en la raíz, es decir, en un punto de división de ambas aletas en dirección horizontal y en el medio de las posiciones de los bordes de ataque de dichas aletas en dirección vertical, un vórtice en el borde de ataque de dicha primera aleta y un vórtice en el borde de ataque de dicha segunda aleta, como se ve en una proyección contra dicha dirección de vuelo, teniendo dicho triángulo una longitud variable de los dos lados del triángulo iguales y dicho intervalo de ángulo diedro es válido para al menos el 70% de la longitud del lado igual a lo largo de uno más corto de dicha primera aleta y dicha segunda aleta.

Los inventores han encontrado que una inclinación mutua de dos aletas sucesivas, según se ve en contra de la dirección de vuelo, conduce a resultados ventajosos en una evaluación cuantitativa mediante cálculos de dinámica de fluidos por ordenador. En particular, se ha demostrado que es ventajoso inclinar la primera aleta en relación con, por ejemplo y preferiblemente, más hacia arriba que la siguiente aleta. Allí, la diferencia de inclinación, la diferencia en el llamado ángulo diedro (ángulo diedro relativo) debe ser moderada, es decir, no más de 35°. Por otro lado, debe observarse un cierto ángulo diedro relativo y, por lo tanto, no debe ser menor de 5°. Los límites inferiores más preferidos del intervalo de ángulo diedro relativo son (en el siguiente orden) 7°, 9°, 11°, 13° y 15°, mientras que los límites superiores más preferidos son 33°, 31°, 29°, 27° y 25°. Por tanto, un óptimo debería estar en la región de 20°.

Los resultados de los inventores muestran que este ángulo diedro relativo es más importante que los ángulos diedros absolutos, 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 al 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 aquí en un sentido promedio, es decir, mediante un triángulo isósceles entre vértices. Un vórtice estará en la raíz y un vórtice respectivo en cada aleta. Más precisamente, el triángulo se define en una proyección contra la dirección de vuelo y el vórtice en la raíz debe estar, en lo que respecta a la dimensión horizontal, en un punto de división de ambas aletas, es decir, donde ambas aletas están separadas en la dimensión horizontal como se ve verticalmente. En lo que respecta a la dimensión vertical, el vórtice de la raíz estará en el medio de las posiciones de los bordes de ataque (los bordes más corriente arriba) de ambas aletas en la ubicación horizontal recién mencionada o, si coinciden, en esa posición. Dado que esta región está sujeta a formas de transición suaves para evitar perturbaciones aerodinámicas, el borde de ataque 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 de ataque se extrapolarán de la siguiente manera: una porción interior del 10% de la longitud en envergadura de la aleta (definida con más detalle a continuación) se descarta y una porción exterior entre el 90% y el 100% se descarta como bien por otras razones (a saber, posibles redondeos como se explica en la realización). El 10% - 90% restante representa un borde de ataque adecuado que puede extrapolarse. Si el borde de ataque no es recto, se puede utilizar una línea promedio para la extrapolación.

Los vértices de las aletas mismas estarán en sus bordes de ataque, respectivamente. En consecuencia, el ángulo de apertura de este triángulo, es decir, 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 el más corto de ambas aletas. En términos de este concepto de longitud de lado variable, los intervalos angulares diedros relativos definidos serán válidos para al menos el 70% de la longitud del lado, más preferiblemente para al menos el 75%, 80%, 85% o incluso el 90% de la longitud del lado. En otras palabras: si una porción menor de las aletas no obedece al intervalo del 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 lateral variable tiene en cuenta que las aletas no necesitan estar rectas (en la perspectiva contra la dirección de vuelo), sino que también pueden estar total o parcialmente dobladas, por ejemplo, a lo largo de una porción circular como se muestra para la primera aleta en la realización. Las aletas también podrían ser poligonales (con ángulos limitados) o tener otra forma de tal manera que el ángulo diedro relativo varíe a lo largo de su longitud en envergadura. Además, incluso con aletas rectas (como se ve en contra de la dirección de vuelo), sus líneas de borde de ataque no necesitan necesariamente encontrarse en el vórtice de la raíz como se define anteriormente, lo que podría conducir a ligeras variaciones del ángulo diedro relativo a lo largo de su longitud. Sin embargo, con aletas rectas, el ángulo diedro relativo definido por el concepto de triángulo es al menos aproximadamente el ángulo visible contra la dirección de vuelo.

Las descripciones anteriores y todas las siguientes de la forma geométrica preferida del ala y las aletas se refieren a lo que el experto entiende como forma "en vuelo", es decir, bajo condiciones de 1 g. En otras palabras, estas explicaciones y definiciones se relacionan con las condiciones de vuelo "normales" en las que el rendimiento aerodinámico realmente debe ser y es relevante, lo que básicamente es la velocidad de desplazamiento típica (en distancia) a la altitud de desplazamiento típica. El experto está familiarizado con que hay otra "forma de plantilla" que está destinada a ser la forma del ala y las aletas en una condición no de vuelo, es decir sin fuerzas aerodinámicas que actúen sobre estas. Cualquier diferencia entre la forma de la plantilla y la forma en vuelo se debe a la deformación elástica del ala y las aletas bajo las fuerzas aerodinámicas que actúan por consiguiente. La naturaleza precisa de estas deformaciones elásticas depende de las propiedades mecánicas estáticas de la construcción del ala y las aletas, que pueden ser diferentes de un caso a otro. Este también es un concepto familiar para el ingeniero mecánico y es sencillo calcular y predecir tales deformaciones, por ejemplo, mediante cálculos de elementos finitos con programas estándar de simulación por ordenador.

Lo mismo se aplica, naturalmente, a la diferencia entre las condiciones de vuelo normales, es decir, la forma en vuelo y las condiciones de carga pesada, tales como para 2.5 g. Nuevamente, se pueden usar cálculos de elementos finitos para calcular las deformaciones elásticas, mientras que los cálculos de dinámica de fluidos por ordenador mencionados anteriormente se pueden usar para determinar las fuerzas aerodinámicas. Ambos se pueden combinar en iteraciones.

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

Las inclinaciones de las aletas entre sí, como se explicó anteriormente, han demostrado ser ventajosas en términos de un compromiso entre dos aspectos. Por un lado, un ángulo diedro relativo de cero o una cantidad muy pequeña conduce a que una segunda aleta esté sujeta a una corriente de aire no solo influenciada por la primera aleta, sino también a un flujo de aire turbulento o incluso difuso a raíz de la primera aleta, inhibiendo un rendimiento aerodinámico adecuado y pronunciado, tal como la producción de una contribución de sustentación y/o empuje, como se describe a continuación. Por el contrario, una segunda aleta podría producir demasiada resistencia en comparación con lo que realmente está diseñado para el funcionamiento normal, ya sea sustentación, empuje, cancelación de vórtice o lo que sea.

Por otro lado, ángulos diedros relativos demasiado grandes, por así decirlo, "desacoplan" las aletas entre sí mientras que la invención pretende utilizar un efecto sinérgico de al menos dos aletas. En particular, la invención tiene como objetivo preferiblemente acondicionar el flujo de aire mediante la primera aleta para la segunda aleta. En particular, un aspecto de la invención es utilizar el flujo de aire inclinado en la región del vórtice de punta del ala en un sentido positivo. Una idea adicional 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 aeroplano. Aquí, debe quedar claro que la "sustentación" se relaciona con 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, pero el componente de empuje hacia adelante está en el centro de interés.

A este respecto, los inventores encontraron ventajoso "ampliar" el flujo de aire inclinado con el fin de hacer un mejor uso del mismo. Esto tiene sentido porque un vórtice de punta de ala está bastante concentrado, de tal manera que ángulos sustanciales de inclinación de la dirección del flujo de aire (en relación con la dirección de vuelo) solo se pueden encontrar bastante cerca de la punta de ala. Por lo tanto, debido a la "ampliación" de la región de flujo de aire inclinado, la segunda aleta puede producir mejor un componente de empuje desde la misma, de acuerdo con un aspecto preferido.

Por tanto, la primera aleta está destinada a "dividir" el vórtice de la punta del ala "desplazando" una parte de la misma a la punta de la aleta, es decir, hacia fuera. En consecuencia, se produce una superposición del vórtice de la punta inducido por las aletas (vórtice de la punta de las aletas) y el vórtice del "resto" del ala (siendo dicha ala más profunda en la dirección de vuelo que la aleta).

Preferiblemente, las aletas representadas por su respectiva línea de cuerda (la línea entre el borde de ataque y el punto más corriente abajo del perfil aerodinámico) también estarán inclinadas de cierta manera con respecto a una rotación alrededor de un eje horizontal perpendicular (en lugar de paralelo) a la dirección del vuelo. El ángulo de rotación se denomina ángulo de incidencia y será positivo en el caso de una rotación en el sentido de las agujas del reloj de la aleta como se ve desde el lado izquierdo del aeroplano y viceversa desde su lado derecho en operación normal (1 g). En este sentido, se prefiere un intervalo de ángulo de incidencia para la primera aleta de -15° a -5°, más preferiblemente en combinación con un ángulo de intervalo de incidencia para la segunda aleta de -10° a 0°. Estos intervalos se refieren a la raíz de las aletas y el ángulo del intervalo de incidencia se define en un sentido variable en dependencia lineal de la posición a lo largo de la longitud en envergadura de la aleta. Se desplazará desde la raíz hasta la punta de la aleta respectiva en 2°, lo que lleva a un intervalo de -13° a -3° para la primera aleta y de -8° a 2° para la segunda aleta en su punta respectiva. Esto no implica necesariamente que el ángulo de incidencia real de una determinada implementación deba ser "retorcido", lo que significa mostrar un ángulo de incidencia variable en este sentido (bajo condiciones de 1 g). 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 de los mismos están "retorcidos").

El ángulo de incidencia se define como arriba entre la línea de cuerda de la respectiva aleta y una línea de cuerda del ala como tal (el ala principal). Esta última línea de cuerda se refiere 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 afuera. Dado que en la posición de división, también el ala principal ya se puede deformar un poco (en términos de un carenado) con el fin de proporcionar una transición suave a las aletas, la línea de cuerda se referirá un poco más hacia adentro, es decir, 10% de la longitud en envergadura del ala principal más hacia adentro. Lo mismo se aplica viceversa a la aleta, de tal manera que la línea de cuerda se refiere a un 10% más hacia afuera 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° adicionales a estos valores, mientras que los límites superiores más preferidos en la raíz de la primera aleta son -6°, -7°, -8°, -9° y, nuevamente, 2° más en la punta. De manera análoga, 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 de ángulo definidos serán válidos para al menos el 70%, más preferiblemente al menos el 75%, 80%, 85% e incluso 90% de la longitud en envergadura de la aleta respectiva. En otras palabras: las porciones menores de las aletas que no obedecen a estos criterios no son esenciales.

En cuanto al ángulo de incidencia de la primera aleta, es favorable utilizar el intervalo definido con el fin de minimizar la resistencia de la misma y no producir demasiada corriente descendente de la corriente de aire corriente abajo de la primera aleta. Demasiado flujo descendente dificultaría la función de la segunda aleta que se basa en la inclinación del flujo de aire debido al vórtice ya descrito. 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 menor que el de la segunda aleta, como también se puede ver en los intervalos dados, porque la corriente de aire corriente abajo de la primera aleta ya se ha cambiado por ello. En cualquier caso, los intervalos definidos y, en la mayoría de los casos, un ángulo de incidencia algo menor de la primera aleta en comparación con la segunda aleta son resultados generales de las simulaciones de dinámica de fluidos realizadas por ordenador.

Preferiblemente y como ya se mencionó, la invención también comprende una tercera aleta corriente abajo de la segunda aleta, y más preferiblemente, la invención se limita a estas tres aletas (por ala).

Más preferiblemente, la tercera aleta obedece a un intervalo de ángulo diedro relativo con respecto a la segunda aleta también, es decir, de 5° a 35° con los mismos límites superior e inferior más preferidos que para el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta (pero divulgada independientemente de la misma). Esta diferencia de ángulo diedro debe entenderse en el hecho de que la segunda aleta está inclinada (preferiblemente más hacia arriba) con respecto 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 aleta y su ángulo diedro relativo, también aquí, en la relación retrospectiva entre la segunda y la tercera aleta, tampoco es favorable colocar la tercera aleta directamente "detrás" de la segunda aleta corriente arriba, ni es favorable desacoplarlas en un sentido aerodinámico. En cambio, por medio de un ángulo diedro relativo en el intervalo dado, la tercera aleta estará nuevamente en posición de producir un efecto sinérgico corriente abajo de la primera y la segunda aleta, y en particular, como se prefiere en esta invención, para producir una contribución de empuje una vez más.

Todavía más preferido, la tercera aleta también está sujeta a una limitación del ángulo de incidencia de una manera análoga a la explicada anteriormente para la primera y la segunda aleta, incluidas las explicaciones con respecto a una definición de la línea de cuerda. Aquí, para la tercera aleta, los intervalos serán de -7° a 3° en la raíz y, nuevamente, 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. De nuevo, los intervalos para el ángulo diedro relativo y el ángulo de incidencia serán válidos preferiblemente para al menos el 70% del más corto de la segunda y tercera aleta y para la longitud en envergadura de la tercera aleta, respectivamente. Nuevamente, los límites más preferidos son al menos 75%, 80%, 85%, 90%.

La función de la selección anterior del ángulo de incidencia de la tercera aleta es similar a la de la segunda aleta, es decir, que la corriente de aire a la que está sujeta la tercera aleta, ya ha sido cambiada por las dos aletas corriente arriba, y que la tercera aleta está destinada a producir una contribución de empuje en la misma junto con una resistencia mínima del sistema completo.

En una implementación preferida adicional, el llamado ángulo de flecha de las dos o tres aletas está en un intervalo de -5° a 35°, respectivamente, con relación al ángulo de flecha del ala principal (un valor positivo significa "hacia atrás"). En otras palabras, las aletas se pueden inclinar hacia atrás en forma de flecha, como usualmente son las alas de los aeroplanos, preferiblemente al menos tanto como el ala principal o incluso más fuerte. Allí, el ángulo de flecha no tiene por qué 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 flecha está relacionado con la inclinación del borde de ataque del ala respectiva en comparación con una línea horizontal perpendicular a la dirección de 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 flecha se puede definir reemplazando la extensión real de la aleta en la dirección horizontal perpendicular a la dirección de vuelo (como se ve verticalmente) por la longitud en envergadura b del mismo definida en algún otro lugar de esta solicitud.

Si el borde de ataque no fuera lineal, el ángulo de flecha se refiere a una línea promedio con respecto al borde de ataque no lineal en el rango del 20% al 80% de la envergadura respectiva de las aletas. Este rango de envergadura limitado tiene en cuenta que el borde de ataque podría deformarse por esquinas redondeadas (tal como en la realización) en el extremo exterior y por transiciones en el denominado carenado en su extremo interior. Dado que el ángulo de flecha es muy sensible a tales efectos, el 20% en lugar del 10% se "corta" en los bordes.

En cuanto a la referencia, se tendrá en cuenta el borde de ataque del ala principal, el rango del 50% al 90% de su envergadura y una línea promedio en este rango. Esto se debe a que la posición en envergadura de 0% se relaciona, como de costumbre, con la mitad del cuerpo base y, por lo tanto, no está en el ala principal en sí, y hay un llamado carenado del vientre en la transición desde el cuerpo base al ala principal. que no solo está configurado para ser un perfil aerodinámico adecuado, sino que es más una transición al perfil aerodinámico. Además, de todos modos es apropiada una adaptación de un ángulo de flecha de las aletas a la porción exterior de las alas principales.

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

Las explicaciones anteriores con respecto al ángulo diedro relativo están intencionalmente abiertas con respecto a su "polaridad", en otras palabras, a si una aleta corriente abajo está inclinada hacia arriba o hacia abajo con respecto a una aleta corriente arriba. De hecho, los inventores han encontrado que el rendimiento aerodinámico es bastante insensible a este respecto. Sin embargo, se prefiere que la primera aleta corriente arriba esté inclinada más hacia arriba que la segunda aleta (con y sin una tercera aleta). Además, e independientemente, se prefiere que la tercera aleta, si la hay, esté inclinada más hacia abajo que la segunda aleta. Los mejores resultados logrados hasta ahora se basan en este concepto como se muestra en la realización.

Aunque se ha explicado anteriormente que el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta (y también el que existe entre la segunda y la tercera aleta) es más importante que los valores absolutos de los respectivos ángulos diedros de las aletas, también se prefieren opciones para este último. Para la primera aleta, el intervalo de ángulo diedro respectivo es de -45° a -15°, los límites inferiores más preferidos son -43°, -41°, -39°, -37° y -35°, mientras que los límites superiores más preferidos los límites son -17°, -19°, -21°, -23° y -25°.

Para la segunda aleta, todos estos valores se desplazan 20°, incluidos los límites más preferidos. Lo mismo se aplica a la tercera aleta, si la hay, en relación con la segunda aleta. De nuevo, estos intervalos de ángulos serán válidos para al menos el 70%, preferiblemente al menos el 75%, 80%, 85% o incluso el 90% de la respectiva longitud en envergadura de la aleta.

En aras de la claridad: las limitaciones del ángulo diedro relativo explicadas anteriormente se aplican en este contexto. Si, por ejemplo, el ángulo diedro de la primera aleta se seleccionara en -35°, el intervalo para este ángulo diedro de la segunda aleta se limitaría automáticamente a no más de 0°. Por tanto, las definiciones relativas de ángulos diedros son dominantes. 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.

Se ha encontrado que valores absolutos demasiado bajos del ángulo diedro, tales como por debajo de -45°, y por lo tanto, las aletas orientadas más o menos hacia arriba pueden ser desventajosas porque es más difícil proporcionar una transición adecuada y suave (carenado) entre el extremo exterior del ala 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, las aletas dirigidas fuertemente hacia abajo, como con un ángulo diedro de más de 25°, pueden tener el efecto perjudicial de reducir la distancia al suelo. Por supuesto, el efecto descrito para valores muy bajos también es válido para valores muy grandes pero, como se puede ver en la diferencia entre los límites de -45° y 25°, la distancia al suelo es usualmente un aspecto dominante (mientras que las excepciones existen, como los llamados aeroplanos de ala alta, que son menos sensibles con respecto a la distancia al suelo). Por tanto, los ángulos diedros desde uno de estos límites al otro son generalmente preferidos e incluso más preferidos en los intervalos definidos anteriormente para la primera, la segunda y la tercera aleta.

En lo que respecta a la longitud respectiva y la dirección en envergadura de las aletas, se prefieren ciertas proporciones a la longitud en envergadura del ala (principal), a saber, del 2% al 10% para la primer ala, del 4% al 14% para la segunda ala y del 3% al 11% para la tercera aleta, si lo hubiera. 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 en envergadura se define aquí como la distancia desde la raíz de las aletas, es decir, 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 interna) 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, tal como una parte curva como con la primera aleta en la realización, la longitud en envergadura se refiere a una forma recta ficticia (una condición "desenrollada") ya que dicha flexión es una alternativa a una inclinación diedro. 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 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 que 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 llegan a regiones con sus respectivas puntas de aletas donde el vórtice de la punta del ala principal ya es demasiado débil para que el flujo de aire inclinado no se pueda aprovechar al máximo a partir de la longitud 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, posiblemente producirán más dos campos de vórtice separados que dos superpuestos.

Además, existen relaciones preferidas entre las longitudes en envergadura de las aletas, a saber, que la segunda aleta tiene preferiblemente una longitud del 105% al 180% de la primera aleta. Asimismo, se prefiere que la longitud de la tercera aleta sea del 60% al 120% 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 115%, 110%, 105%, 100%, 95% y 90%.

En un sentido más general, se prefiere que la segunda aleta sea al menos tan larga (en envergadura) como la tercera aleta, preferiblemente más larga, y la tercera (y por lo tanto también la segunda) aleta sea al menos tan larga y preferiblemente 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 ampliada ensanchada por la primera aleta para producir un efecto máximo, y la tercera aleta, nuevamente, producirá un efecto análogo o similar, pero no podrá hacerlo porque ya se ha extraído energía de la corriente de aire. Por lo tanto, debe tener un tamaño limitado para no producir demasiada resistencia.

Las relaciones de longitud entre las aletas descritas anteriormente tienen un impacto en el hecho de que la invención prefiere utilizar el concepto de pérdida para la tercera aleta. Dado que está precedido no solo por una sino por dos aletas, siendo la segunda comparativamente grande, la pérdida se puede lograr con bastante facilidad. Por otro lado, dado que la primera aleta suele ser más corta que la segunda aleta, se prefiere una producción de sustentación por transformación para la segunda aleta.

Aún adicionalmente, la relación de aspecto de las aletas está preferiblemente en el intervalo de 3 a 7, en el que los límites inferiores más preferidos son 3.5 y 4.5 y los límites superiores más preferidos son 6.5, 6.0 y 5.5. Esto se refiere, como cualquiera de las limitaciones cuantitativas del presente documento, individualmente a cada aleta y se refiere a una realización de dos aletas donde hay comparativamente mucho espacio en la dirección de la línea de cuerda. Para una realización de tres aletas, las relaciones de aspecto pueden ser algo más altas y están preferiblemente en el intervalo de 4 a 9, en el que 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, nuevamente, con cada aleta individualmente. Aunque las relaciones de aspecto más altas son más eficientes en un sentido aerodinámico, 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 de aleta sustancial. Por otro lado, una relación de aspecto demasiado baja aumenta la resistencia y disminuye la eficiencia en una cantidad que finalmente reduce el empuje efectivo por medio de una mayor resistencia. Con todo, las simulaciones CFD mostraron repetidamente valores óptimos alrededor de 5.

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

Las implementaciones preferidas de la invención pueden tener ciertas longitudes de cuerda fundamental para las aletas. Los valores se definen para dos casos, a saber, para un conjunto de exactamente dos y otro conjunto de exactamente tres aletas. Para dos aletas, la longitud de cuerda de raíz de la primera aleta puede estar en el intervalo del 25% al 45% de la longitud de cuerda del ala principal junto a la división en las aletas (no en la raíz del ala principal).

En este caso, para la segunda aleta, el intervalo preferido respectivo es del 40% al 60%. Los límites inferiores más preferidos para la primera aleta son 27%, 29%, 31%, y para la segunda aleta 42%, 44%, 46%, los límites superiores más preferidos para la primera aleta son 43%, 41%, 39%, y para la segunda aleta 58%, 56%, 54%.

El caso de exactamente tres aletas tiene un intervalo preferido para la primera aleta del 15% al 35% de la longitud de cuerda del ala principal junto a la división, y del 25% al 45% para la segunda aleta, y del 15% a 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 longitud de cuerda de la punta respectiva de las aletas está preferiblemente en un intervalo del 40% al 100% de la longitud de cuerda de la raíz respectiva, donde los límites inferiores más preferidos son el 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 distribución de tamaño ventajosa entre las aletas y la relación de aspecto deseada de las mismas. Además, se desea una cierta distancia intermedia entre las aletas en la dirección de vuelo para optimizar el flujo de aire. Como puede verse en los centros de los intervalos anteriores para las respectivas longitudes de cuerda, una longitud de 5% a 25%, preferiblemente al menos 10%, preferiblemente como máximo 20%, de la longitud disponible se usa aproximadamente para esta distancia incluso cerca la raíz de las aletas, en total. Esto significa que las respectivas longitudes de cuerda de las aletas preferiblemente no suman el 100%.

Aún adicionalmente, está claro para el experto que en la región de transición entre el extremo del ala principal y las raíces de las aletas se utiliza algo de carenado (como el llamado carenado del vientre en la transición entre el cuerpo base y el ala principal). Por lo tanto, también se hace referencia a la longitud de cuerda en el extremo del ala principal a una distancia del 10% hacia adentro desde la división en las aletas (en relación con la longitud en términos de la mitad de envergadura del ala principal) para estar claramente fuera de este transición. De la misma manera, se hace referencia a la longitud de cuerda de raíz de las aletas en una posición del 10% hacia afuera de la separación en las aletas para estar dentro de la forma apropiada de la superficie aerodinámica de las aletas. Lo mismo se aplica a la posición de la cuerda en relación, por ejemplo, con el ángulo de ataque.

Aún adicionalmente, en algunas alas y aletas, la esquina frontal exterior está "redondeada" como en la realización que se explica a continuación. Este redondeo se puede realizar mediante una reducción sustancial 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 longitud relativa de la cuerda en la punta de una aleta en relación con la raíz de la aleta. Por lo tanto, aquí se hace referencia a la longitud de cuerda de la aleta al 10% de la longitud de la aleta hacia adentro de su punta.

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

En ambos casos, con respecto al aeroplano completo y con respecto a la mejora de los aeroplanos existentes, una primera selección simulada para el aeroplano ha sido el modelo Airbus A 320. En el mismo, una parte exterior de las alas convencionales, la llamada valla, puede desmontarse y sustituirse por una estructura de acuerdo con la invención que tenga dos o tres aletas.

La invención se explicará a continuación con más detalles haciendo referencia a las realizaciones de ejemplo a continuación, que no pretenden limitar el alcance de las reivindicaciones, sino que están destinadas únicamente a fines ilustrativos.

La figura 1 muestra una vista en planta de un aeroplano 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 mediante una aleta;

Las figuras 3a, b son ilustraciones esquemáticas de la distribución de la velocidad del aire en un vórtice de punta; La figura 4 es una vista esquemática en perspectiva de un ala de acuerdo con la invención;

La figura 5 es una vista frontal esquemática de la punta de un ala de acuerdo con la invención que incluye dos aletas; La figura 6 es un diagrama que muestra dos gráficos de una dependencia del ángulo de inclinación de la distancia en relación con la figura 5;

La figura 7 es una vista lateral esquemática para explicar los ángulos gamma de dos aletas de una realización; La Figura 8 es una vista frontal de las mismas aletas para explicar los ángulos delta;

La Figura 9 es una vista en planta de un ala principal de 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 una vista lateral para explicar las líneas de referencia utilizadas para las simulaciones en la realización; La figura 13 es una vista superior para ilustrar las mismas líneas de referencia;

Las figuras 14 a 17 son diagramas que ilustran ángulos beta a distancias variables desde la punta del ala principal para diversas simulaciones en la realización;

La figura 18 es una vista frontal de tres aletas de acuerdo con una realización de la invención que muestra sus ángulos diedros;

La figura 19 es otra vista frontal de dos aletas para explicar un ángulo diedro relativo;

La figura 20 es un dibujo esquemático para explicar la flexión de una primera aleta;

La figura 21 es una vista lateral de secciones de un ala principal y tres aletas para explicar los ángulos de inclinación; La figura 22 combina una vista frontal y una vista superior para explicar un ángulo de flecha de una aleta;

La figura 23 es una vista superior de tres aletas en un plano para explicar la forma;

La figura 24 es un dibujo en perspectiva de un aeroplano completo de acuerdo con la invención;

La figura 25 es una vista superior de tres aletas en la punta del ala principal de dicho aeroplano;

La figura 26 es una vista lateral de las tres aletas de la figura 25;

La figura 27 es una vista frontal del mismo;

La figura 28 es una vista en planta esquemática de tres aletas, simbólicamente en un plano común, para explicar su estructura mecánica interna;

La Figura 29 es una vista en perspectiva de las tres aletas con una aleta corriente arriba y una aleta central en dos posiciones para explicar un movimiento de transformación;

Las figuras 30 y 31 muestran gráficos de una torsión y flexión reales de estas dos aletas a lo largo de su longitud en envergadura;

Las figuras 32 y 33 muestran una visualización simplificada de las tres aletas y

Las figuras 34 y 35 muestran una visualización isobara de las tres aletas para ilustrar la pérdida de una aleta corriente abajo;

La figura 36 corresponde a la figura 28 pero muestra una realización alternativa con respecto a la aleta corriente abajo; La figura 37 muestra una sección típica a través de un larguero en la figura 28 y la figura 36;

La figura 38 muestra un gráfico que ilustra una dependencia general de la sustentación aerodinámica del ángulo de ataque;

La figura 39 ilustra una parte delantera redondeada y afilada de un perfil aerodinámico en sección.

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

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

La figura 2 es una vista lateral esquemática de un perfil o perfil aerodinámico (en la figura 2 un perfil aerodinámico estándar simétrico, en el caso del A 320 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 transónico) de una aleta W de ejemplo que es solo para fines explicativos.

Una línea horizontal continua es el eje x ya mencionado. Una línea punteada en cadena 13 corresponde a la línea de cuerda del ala principal 2 (que conecta el punto más delantero y el punto de extremo 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 las aletas se hace referencia a lo 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 en los lados derechos simbolizan la componente de la velocidad del flujo de aire en el plano de dibujo en cuanto a dirección y magnitud (longitud de la flecha). La figura 3a muestra un punto de x = 2.5 m (x = 0 correspondiente al extremo delantero de la punta del ala) y la figura 3b se refiere a una ubicación corriente abajo de x = 3.4 m. Se puede ver que el vórtice de 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 desde el mismo. Esta afirmación se refiere a casi cualquier dirección al comenzar desde la punta del ala sin diferencias cualitativas, pero también pequeñas diferencias cuantitativas.

Además, las figuras 3a yb ilustran que el vórtice de la punta del ala añade principalmente un componente ascendente a la velocidad del flujo de aire junto con un componente exterior en la región inferior y un componente interior en la región superior. Teniendo esto en cuenta, 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 (se ignoran los componentes perpendiculares al plano del dibujo de la figura 2) ataca la aleta W simbólica y provoca una sustentación Ln de la misma como se muestra con una flecha. Esta sustentación es perpendicular a la dirección del flujo por definición. Puede verse como una superposición de un componente vertical hacia arriba y un componente de empuje positivo Fxn,L.

Lo mismo se aplica principalmente a la resistencia aerodinámica Dn de la aleta W. Existe un componente de empuje negativo de la resistencia aerodinámica, a saber, Fxn,D. La contribución de empuje de la aleta W como se menciona anteriormente en esta descripción es, por tanto, la diferencia de la misma, a saber, Fxn = Fxn,L - Fxn,D y es positiva aquí. Esto está previsto por la invención, a saber, una contribución de empuje efectivo positivo de una aleta.

La figura 4 muestra el ala principal 2 y dos aletas de ejemplo de la figura 2, a saber, 8 y 9. El ala 2 está algo inclinada con respecto al eje y en un llamado ángulo de flecha 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 fundamental cr hasta una longitud de línea de cuerda de punta ct. En un extremo exterior 15 del ala, se montan las aletas 8 y 9, compare también con la figura 5.

La figura 5 muestra el ala 2 y las aletas 8 y 9 en una proyección en un plano y-z y la longitud b del ala principal 2 (b se mide 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 rectas y horizontales únicamente. Sin embargo, una inclinación relativa 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 relaciona con beta (compárese con la figura 2), es decir, 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", es decir, la distancia desde el extremo exterior del ala 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 a las figuras 3a y b, cualitativamente. El segundo gráfico que muestra círculos se refiere a una distribución del flujo de aire corriente abajo de la primera aleta 8 y, por tanto, corriente arriba de la segunda aleta 9 (el primer gráfico se refiere a la misma posición x). Los gráficos son el resultado de una simulación por ordenador de la distribución del flujo de aire (tal como las figuras 3a y b).

Se puede ver fácilmente que el primer gráfico muestra un máximo de 16 cerca del extremo 15 de ala exterior, mientras que el segundo gráfico tiene un máximo de 17 allí, un mínimo intermedio alrededor de eta = 1.025 y un máximo adicional de 18 alrededor de eta = 1.055, y disminuye exteriormente desde allí. 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 todavía más del 25% de su máximo más grande en acerca de eta = 1.1, por ejemplo a una distancia de aproximadamente el 10% de b desde el extremo 15 de ala exterior. Esta distribución de ángulos es una buena base para la función ya descrita de la aleta 9, comparar la figura 2.

Se han realizado simulaciones en base al tipo de aeroplano Airbus A320. Se explicarán a continuación. Estas simulaciones han sido realizadas por el programa informático 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 aletas) con una superficie aerodinámica de ala principal NACA 0012 estándar y una superficie aerodinámica de aleta NACA 2412 y sin ninguna inclinación de la aleta con respecto 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 las relaciones de aspecto más altas son más eficientes en un sentido aerodinámico, 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 sustancial de la aleta. Por otro lado, una relación de aspecto demasiado baja aumenta la resistencia y disminuye la eficiencia en una cantidad que finalmente reduce el empuje efectivo por medio de una mayor resistencia. Con todo, las simulaciones CFD mostraron repetidamente valores óptimos alrededor de 5.

Sobre esta base, se ha seleccionado que la longitud b1 de la primera aleta 8 corriente arriba para el A320 sea 2/3, es decir, 1 m para permitir que la segunda aleta 9 corriente abajo aproveche la parte principal de la región de vórtice ensanchada, compárese de nuevo la configuración de las figuras 4 y 5 y los resultados de la figura 6.

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

Para las aletas, en lugar de la NACA 2412 antes mencionada de las simulaciones preliminares (fácilmente disponible), se ha elegido un perfil aerodinámico transónico RAE 5214 que es un perfil aerodinámico transónico estándar y está bien adaptado a las condiciones aerodinámicas del A320 en su velocidad de desplazamiento y altitud típicas, compárese a continuación. El Airbus A320 es un modelo de aeroplano bien documentado y económicamente importante para la presente invención.

Los parámetros más influyentes son los ángulos de incidencia gamma y el ángulo diedro delta (es decir, la inclinación con respecto a una rotación alrededor de un eje paralelo a la dirección de desplazamiento). 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 aleta, pero ninguna tercera aleta, con el fin de tener una base para un estudio de la tercera aleta.

La Figura 7 ilustra el ángulo gamma, a saber, gamma 1 de la aleta 8, la primera aleta, y gamma 2 de la aleta 9, la segunda aleta, ambos mostrados como perfiles aerodinámicos (comparar 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 perspectiva como en la figura 5, pero menos esquemático. Nuevamente, el delta 1 está relacionado con la primera aleta 8 y el delta 2 con la segunda aleta 9. Las estructuras en la parte izquierda de la figura 8 son estructuras transitorias como se usa para las simulaciones CFD. Estas estructuras no se corresponden con el ala principal del A320 real en la que se deben montar las aletas, las estructuras delgadas en el medio y la derecha, pero 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 está orientada hacia abajo y el cuerpo base no se muestra pero estaría en la parte superior. La figura 9 muestra un ala principal 20 del A320 que en realidad tiene la denominada estructura de valla, es decir, una placa vertical, en el extremo del ala que se ha omitido aquí, porque debe ser sustituida por las aletas de acuerdo con la invención.

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

Se ha elegido una velocidad de desplazamiento típica de 0.78 mach y una altitud de desplazamiento típica de 35.000 pies, lo que significa una densidad del aire de 0.380 kg/m3 (comparación: 1.125 kg/m3 en el suelo), una presión estática de 23.842 Pa, una temperatura estática de 218.8 K y una velocidad del aire real (TAS) de 450 nudos, que es 231.5 m/s. La velocidad elegida aquí es motivo para un modelo de simulación comprimible en contraste con los modelos de simulación incompresibles más simples apropiados para velocidades más bajas y, por lo tanto, en particular para aeroplanos 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 que se denomina flujo transónico. El peso total de la aeronave es de 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 relaciona con el ángulo entre la línea de cuerda del ala principal en su extremo de punta y 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 los 70 a requeridos, el valor mencionado es aproximadamente correcto.

En este mapeo, un determinado conjunto de parámetros, posteriormente denominado V0040, se ha elegido como óptimo y ha sido la base para las siguientes comparaciones más detalladas.

Los valores gamma y delta de las aletas 8 y 9 ("dedo 1 y dedo 2") se enumeran en la tabla I, que muestra que la primera aleta 8 tiene un gamma de -10° y un delta de -20° (la prioridad negativa que significa una rotación en sentido antihorario con respecto a las figuras 7 y 8) mientras que la segunda aleta 9 tiene un gamma de -5° y un delta de -10°. A partir de ahí, en la tercera y cuarta línea de la tabla I, la gamma de la primera aleta 8 se ha disminuido y aumentado en 2°, respectivamente, y en la quinta y sexta líneas, la delta de la primera aleta 8 se ha disminuido y aumentado en 10°, respectivamente. Las siguientes cuatro líneas repiten el mismo programa para la segunda aleta 9. A modo de comparación, la primera línea se refiere a un ala principal sin aleta (y sin valla). En la columna a la izquierda de los valores de gamma y delta ya mencionados, se listan los números de las simulaciones. V0040 es el segundo.

A partir de la sexta columna, es decir, a partir de los valores gamma y delta, se muestran los resultados de la simulación, a saber, la fuerza dirigida X en una sección exterior del ala principal (resistencia) en N (Newton como todas las demás fuerzas). En la séptima columna, se muestra la fuerza (sustentación) dirigida Z en esta sección hacia afuera. La sección exterior se define a partir de un límite de aproximadamente 4.3 m hacia el interior de la punta del ala principal. Se utiliza en estas simulaciones porque esta sección exterior muestra una clara influencia de las aletas, mientras que la sección interior y el cuerpo base no.

Las siguientes cuatro columnas muestran la resistencia y la sustentación de ambas aletas ("dedo 1 y 2" son la primera y la segunda aleta). Téngase en cuenta que los datos para el "dedo 1" en la primera línea se refieren a la llamada punta de ala (en alemán: Randbogen), que es una estructura entre una interfaz exterior del ala principal y la estructura de valla ya mencionada. Esta punta de ala es más o menos un extremo de ala exterior algo redondeado y se ha tratado aquí como una "primera aleta" para hacer una comparación justa. Se sustituye por las aletas de acuerdo con la invención que se montan en la misma interfaz.

La siguiente columna muestra la relación completa de sustentación/arrastre del ala, incluidas las secciones exterior e interior, así como las aletas (con la excepción de la primera línea).

La siguiente columna es la reducción lograda por las dos aletas en las diversas configuraciones con respecto a la resistencia ("fuerza X delta ") y el valor relativo respectivo está en la penúltima columna.

Finalmente, se muestra la mejora relativa de la relación sustentación/arrastre. Téngase en cuenta que la tabla I comprende valores redondeados, mientras que los cálculos se han realizado con los valores exactos, lo que explica algunas pequeñas inconsistencias al verificar los números en la tabla I.

Puede verse fácilmente que V0040 debe estar cerca de un óptimo local ya que la reducción de la resistencia aerodinámica y la mejora de la relación de resistencia aerodinámica de sustentación del 2.72% y 6.31%, respectivamente, son los mejores resultados en la tabla completa. La pequeña disminución de gamma de la primera aleta 8 (de -10 a -8) conduce a resultados en la cuarta línea (V0090) que son incluso un poco mejores. Lo mismo se aplica a una disminución del delta de la segunda aleta 9 de -10° a 0°, compárese V0093 en la penúltima línea. Además, una reducción del delta de la primera aleta 8 de -20° a -30° deja los resultados casi sin cambios, compárese V0091. Sin embargo, todos los demás resultados son más o menos notablemente peores.

La figura 12 muestra una vista lateral en perspectiva de la figura 11 pero con las dos aletas agregadas al ala principal en la figura 11 y, adicionalmente, con dos líneas sombreadas para referencia posterior (líneas de referencia para el ángulo de velocidad del aire) y la figura 13 muestra una vista en planta sobre la punta del ala principal y las dos aletas con las mismas líneas de referencia que en la figura 12. Ambas líneas de referencia están corriente arriba del respectivo borde de ataque de la aleta en 10 cm y son paralelas a dicho borde de ataque.

La figura 14 es un diagrama comparable a la figura 6, es decir que muestra el ángulo beta en el eje vertical y la distancia desde la punta del ala principal a lo largo de las líneas de referencia que se acaban de explicar. El conjunto de parámetros básicos y la simulación V0040 está representado por círculos, V0046 está representado por triángulos y V0090 está representado por diamantes. Las líneas continuas se refieren a la línea de referencia corriente arriba de la primera aleta 8 y las líneas punteadas a la otra, corriente arriba de la segunda aleta 9 y corriente debajo de la primera aleta 8. La tabla I aclara que V0046 tiene una gama reducida de la primera aleta 8 y V0090 un aumento de gamma de la primera aleta 8 con un tamaño de etapa de 2°.

En primer lugar, los gráficos muestran que la primera aleta 8 produce una región de vórtice significativamente "ampliada", incluso corriente arriba de la primera aleta 8 como se muestra por las líneas continuas. En contraste con la figura 6, no hay un segundo máximo pronunciado (18 en la figura 6) sino un ángulo beta más o menos constante entre 0.5 my aproximadamente 1.2 m. La longitud respectiva del ala principal es de 16.35 m, lo que significa, por ejemplo, una eta de 1.031 para 1.5 m y de 1.07 para 1.2 m, aproximadamente (comparar la figura 6).

Este valor beta está en la región de 9°, que está en la región del 70% del máximo a 0° (ambos para la línea de referencia entre ambas aletas, es decir, el gráfico de puntos). Además, con el valor gamma reducido, V0046 (triángulos) muestra una beta aumentada corriente arriba de la primera aleta 8 y una beta disminuida corriente abajo de la misma. Contrariamente a eso, con un aumento de gamma, V0090 muestra un aumento de beta corriente abajo de la primera aleta 8 y una disminución de beta corriente arriba de la misma. Por lo tanto, la inclinación gamma (ángulo de incidencia) puede mejorar la tendencia ascendente del flujo de aire entre las aletas, en particular para lugares más cercanos a la punta del ala principal que 1 m, compárese la figura 14. En este caso, los valores beta por encima de un distancia de 1 m no se deterioran por ello. Los resultados en la tabla muestran, que el rendimiento general de este conjunto de parámetros es incluso un poco mejor que el V0040. Obviamente, esto se debe a una reducción de la resistencia general (aunque se ha aumentado el ángulo de incidencia), es decir por una mayor contribución al empuje general.

Por otro lado, una reducción del valor gamma de 10° a 8° y, por lo tanto, de V0040 a V0046 conduce claramente a resultados sustancialmente deteriorados, compárese la tabla I. En consecuencia, en una etapa adicional de optimización, podría analizarse valores gamma más altos, pero no menores de 10° y posiblemente incluso un poco menor de 12°.

Además, la figura 15 muestra un diagrama análogo, pero para V0040 en comparación con V0092 y V0091. Aquí, el ángulo delta de la primera aleta 8 se ha variado de -20° a -10° y a -30°, compárese la tabla I y la figura 8. Obviamente, esto tiene poco impacto en la distribución del ángulo de velocidad del aire (beta) corriente arriba. de la primera aleta 8 (líneas continuas) pero tiene un impacto en los ángulos de la corriente de aire corriente abajo de la misma (líneas de puntos). Nuevamente, los valores beta aumentan un poco para distancias por debajo de 1 m al aumentar el valor delta, es decir, para V0091. Los resultados de rendimiento respectivos de la tabla I son casi idénticos a los de V0040 y, obviamente, los valores beta de la figura 15 también.

Por otro lado, disminuir el valor delta a -10 y, por lo tanto, alinear ambas aletas (como se ve en la dirección del vuelo) cambia cualitativamente el gráfico de puntos en la figura 15. Los valores beta se reducen hasta aproximadamente 1 m, es decir, la longitud de la primera aleta 8, y se incrementan claramente por encima de ese valor de distancia. Aparentemente, la segunda aleta 9 está algo a sotavento de la primera aleta 8 (experimenta la corriente descendente de la misma) hasta 1 m y "ve" el vórtice de punta de la aleta a distancias superiores a 1 m. En resumen, esto no mejora los resultados, pero conduce a cierto deterioro, como muestra la tabla I. Los inventores suponen que el aumento de beta a distancias superiores a 1 m no compensa la disminución de beta a distancias más pequeñas.

La Figura 16 muestra otro diagrama análogo, ahora relacionado con una variación del ángulo gamma de la segunda aleta 9. Nuevamente, esto obviamente no tiene mucho impacto en los valores beta corriente arriba de la primera aleta 8 (líneas continuas), pero tiene un impacto sustancial en los valores beta entre ambas aletas (líneas de puntos). Aquí, los valores beta aumentan con una pequeña disminución de gamma de 5° a 3° y, al contrario, disminuyen con un aumento de gamma de 5° a 7°. De manera similar a las líneas continuas de la figura 14, un giro hacia la corriente de aire de la aleta obviamente disminuye la inclinación de la corriente de aire corriente arriba de la aleta. Los resultados de la tabla I muestran claramente que ambas variaciones, V0038 y V0042, disminuyen los resultados de rendimiento. En particular, la reducción de beta entre ambas aletas por un aumento de gamma de la segunda aleta 9 deteriora sustancialmente la mejora de sustentación/resistencia. Además, una inclinación demasiado fuerte de la aleta produce más sustentación, pero también produce más resistencia proporcionalmente y, por lo tanto, conduce a un deterioro.

Obviamente, con una siguiente etapa de optimización, el valor gamma de las aletas corriente abajo debe dejarse en 5°.

Finalmente, la figura 17 se refiere a una variación del ángulo delta de la segunda aleta 9 y conduce a resultados similares a los de la figura 15: para V0094, los valores delta de ambas aletas son -20° y nuevamente la segunda aleta 9 parece ser estar a sotavento de la aleta corriente arriba y muestra un fuerte impacto por el vórtice de punta de la aleta de la misma que conduce a resultados comparativamente malos, en particular con respecto a la relación de sustentación y resistencia. Aumentar la diferencia delta entre ambas aletas en V0093 no cambia mucho en los valores beta y conduce a resultados similares (algo mejorados) en la tabla I. Una vez más, con una siguiente etapa de optimización, el rango del delta para la segunda aleta 9 entre 0° y -10° es interesante.

Sobre la base de los resultados anteriores, se han llevado a cabo investigaciones adicionales con tres aletas y nuevamente con base a lo que se ha explicado anteriormente en relación con el A320. Dado que el número total de simulaciones factibles es limitado, los inventores se concentraron en lo que se ha encontrado para dos aletas. En consecuencia, sobre la base de los resultados comparables con respecto a la reducción de la resistencia aerodinámica de más del 2.7% y la relación de sustentación/resistencia para el ala completa (compárese la cuarta y última y penúltima columna en la tabla I), los parámetros subyacentes a V0040, V0090 , V0091 y V0093 se consideraron en particular. En consecuencia, las simulaciones con valores variables para el ángulo de incidencia gamma y el ángulo diedro delta de la tercera aleta se realizaron sobre la base de estos cuatro conjuntos de parámetros y se evaluaron de manera similar a la explicada anteriormente para la primera y segunda aleta.

Simultáneamente, se dispuso de datos con respecto a la forma en vuelo del ala principal del A320 con el impacto principal de que la línea de cuerda en el extremo de ala del ala principal se rota desde la denominada forma de plantilla subyacente a los cálculos explicados anteriormente. en aproximadamente 1.5°. Esto se puede ver en los valores gamma ligeramente modificados que se explican a continuación. Aún adicionalmente, los datos relativos a la resistencia aerodinámica del aeroplano completo para diferentes inclinaciones del mismo estaban disponibles, entonces, de tal manera que el impacto de una mejora de la sustentación general (por una contribución de sustentación de las aletas así como por un aumento de la sustentación del ala principal debido a una limitación de las pérdidas inducidas por el vórtice) en la resistencia general debido a una variación de la inclinación del aeroplano.

Los resultados (que no se muestran aquí en detalle) mostraron que la base V0091 resultó favorable. La realización respectiva se explicará a continuación.

La figura 18 muestra una vista frontal de las aletas 8, 9, 10 de esta realización como se ve en la dirección x e ilustra los ángulos diedros delta 1, 2, 3 de las tres aletas. La aleta más superior es la primera, la aleta del medio es la segunda y la aleta más baja es la tercera corriente abajo. La figura 18 muestra cualitativamente, que un ángulo diedro relativo sustancial, pero limitado, entre las aletas sucesivas ha demostrado ser ventajoso también para la realización de tres aletas.

Aprovechando esta oportunidad, la figura 19 explica la definición del ángulo diedro relativo a lo largo del lenguaje de la reivindicación. En la misma perspectiva que la figura 18, 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 horizontal es la raíz R (en el punto de división horizontalmente y el encuentro de los bordes de ataque verticalmente) y un vórtice de un triángulo isósceles que se muestra, los otros dos vértices del cual están en los bordes de ataque de las dos aletas y denominadas 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 del más corto de las dos aletas, es decir, la primera.

La diferencia visible entre la línea R-V1 desde el borde de ataque de la primera aleta está conectadas con la flexión de la primera aleta que se explica a continuación, que es también el fondo de la desviación entre la línea para delta 1 y la primera aleta en la figura 18.

La figura 20 ilustra la flexión mencionada anteriormente de la primera aleta que es, por así decirlo, una distribución de una parte del ángulo diedro a lo largo de una cierta porción de la longitud en envergadura. En realidad, en la figura 20, se muestra esquemáticamente un borde de ataque L que comienza desde 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 de ataque de la primera aleta tiene un ángulo diedro de -20°. Esto significa que hacia afuera de la flexión, el ángulo diedro para la segunda y tercera parte de la longitud de la primera aleta es en realidad -35°. En un promedio a lo largo de toda la longitud en envergadura de la primera aleta desde R hasta su extremo exterior, se obtiene un ángulo diedro promedio de aproximadamente -30°, de los cuales -15° se han "distribuido" a lo largo del arco como se describe.

La razón es que en esta realización particular, un borde de ataque recto de la primera aleta con un ángulo diedro de -30° ha hecho que sea algo difícil proporcionar una transición suave de un borde de ataque al 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 ningún problema. Por tanto, para permitir un valor promedio de -30°, se ha elegido la solución de la figura 20.

En general, está dentro de las enseñanzas de esta invención utilizar formas de aletas que no sean rectas a lo largo de la dirección en envergadura, tal como se muestra en la figura 20. Incluso podrían tener forma de arco a lo largo de toda la longitud, como se señaló anteriormente. Lo más relevante en opinión de los inventores es el ángulo diedro relativo en un sentido promedio. Si, por ejemplo, una primera y una segunda aleta tendrían ambas forma de arco de manera similar, de tal manera que la construcción del triángulo isósceles explicada anteriormente con un vórtice fijo en la raíz se inclinaría cada vez más al aumentar la longitud de sus lados iguales debido a la curvatura de los bordes de ataque de las aletas, el ángulo diedro relativo de acuerdo con esta construcción podría incluso permanecer casi constante a lo largo de los bordes de ataque. Aún así, en una cierta porción a lo largo de la longitud en envergadura de, por ejemplo, la segunda aleta, la porción próxima a lo largo de la longitud en envergadura de la primera aleta se colocaría en relación con la segunda aleta de una manera que está bien descrita por el ángulo diedro relativo (recuérdese la forma algo rotacionalmente simétrica del vórtice en el extremo del ala) y está bien descrita por la construcción del triángulo.

Los ángulos diedros absolutos de la segunda y la tercera aleta en esta realización son delta 2 = -10° y delta 3 = 10° en donde estas dos aletas de esta realización no tienen forma de arco como se explica en la figura 20. En consecuencia, el ángulo diedro relativo entre la primera y la segunda aleta es de 20°, es el mismo que el ángulo diedro relativo entre la segunda y la tercera aleta, y la primera aleta está más inclinada hacia arriba que la segunda aleta, siendo la segunda aleta más inclinada hacia arriba. que la tercera aleta, compárese la figura 18. El ángulo delta 1 que se muestra en la figura 18 es el ángulo diedro inicial en la raíz de la primera aleta, es decir, -20° en lugar del valor promedio de -30°.

En cuanto a los ángulos de incidencia, se hace referencia a la figura 21 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, es decir, un 10% hacia el exterior de la longitud en envergadura de las aletas desde las respectivas posiciones de división, y un 10% hacia adentro 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 21. Los ángulos son gamma 1 = -9° para la primera aleta, gamma 2 = -4° para la segunda aleta y gamma 3 = -1° para la tercera aleta, todas definidas con respecto a la línea de la cuerda del ala principal en la posición exterior descrita y en la forma en vuelo de las aletas y del ala principal (todos los parámetros explicados para esta realización relacionados con la forma en vuelo).

La Figura 21 también muestra los puntos de rotación respectivos en la línea de cuerda del ala principal 2, así como en la línea de cuerda de la aleta respectiva 8, 9, 10. En términos de la longitud de la línea de cuerda respectiva de las aletas, los puntos de rotación son aproximadamente en un tercio del mismo. En términos de la longitud de la línea de cuerda del ala principal 2, el punto de rotación de la primera aleta está en 16.7% (0% es el punto más delantero en la línea de cuerda), el punto de rotación de la segunda aleta está en 54.8%, y el punto de rotación de la tercera aleta está al 88.1%.

La figura 22 ilustra el ángulo de flecha épsilon de un ala representativa 9, a saber, el ángulo entre el borde de ataque del mismo y una dirección (y en la figura 22) que es horizontal y perpendicular a la dirección de vuelo. Aquí, se piensa que la aleta 9 es horizontal (delta y gamma son cero de una manera ficticia). Alternativamente, la longitud en envergadura de la aleta 9 podría usarse en lugar de su extensión real en la dirección y cuando se proyecta sobre un plano horizontal. Téngase en cuenta que también se considerará que la forma del arco de la aleta 8, como se explica en la figura 22, está desenrollada. En otras palabras, la longitud en envergadura incluye la longitud del arco.

En la presente realización, el ángulo de flecha del ala principal 2 es de 27.5°. Las variaciones a partir de este valor mostraron que un ángulo de flecha mayor de 32° es preferible para las aletas, en otras palabras, un ángulo de flecha de 4.5° en relación con el ángulo de flecha del ala principal. Esto se aplica para la segunda y tercera aletas 9, 10 en esta realización mientras que para la primera aleta 8, el ángulo de flecha se ha incrementado ligeramente a 34° con el fin de preservar una cierta distancia en la dirección x al borde de ataque de la segunda aleta 9, compárese la vista superior en la figura 25 explicada a continuación.

La figura 23 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 23 y la forma del arco de la primera aleta 8 está desenrollada. La Figura 23, por lo tanto, muestra la longitud en envergadura respectiva b1 ,2, 3. Además muestra las longitudes de línea de cuerda cr1, 2, 3, al 10% de la longitud en envergadura hacia afuera de los puntos de división (estos están en la parte inferior de la figura 23 ) así como las longitudes de la línea de cuerda de punta ct1, 2, 3, al 10% hacia adentro 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 en envergadura b de 1 m, 1.5 m, 1.2 m. Esto corresponde a una longitud de cuerda cr de raíz de aproximadamente el 25% de la longitud de cuerda del ala principal en su extremo (como se define), aproximadamente el 37% y aproximadamente el 25%; una longitud de cuerda de punta en relación con la longitud de cuerda de raíz del 75%, 67% y 63%; y una longitud en envergadura con respecto a la longitud del ala principal en envergadura (16.4 m) de 6.1%, 9.2%, 7.3%, respectivamente.

Téngase en cuenta que el ángulo de flecha que se muestra en la figura 23 no es el resultado de una operación de rotación. Esto se puede ver en que las longitudes de línea de cuerda cr y ct permanecen sin cambios y permanecen en el plano x-z, en otras palabras horizontal en la figura 23. Esto es necesario para no perturbar el perfil aerodinámico por la introducción del ángulo de flecha.

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

El perfil aerodinámico utilizado aquí está adaptado a las condiciones transónicas en el ala principal del A320 a su velocidad y altitud de desplazamiento típicas y se denomina RAE 5214. Como se acaba de explicar, este perfil aerodinámico sigue siendo válido en el 10% exterior de la longitud en envergadura de las aletas.

Aún adicionalmente, este borde de fuga (opuesto al borde de ataque) de las aletas está despuntado por razones de fabricación y estabilidad cortándolo al 98% de la longitud de cuerda respectiva para todas las aletas.

La transformación de las formas que se muestran en la figura 23 a la geometría 3D real es la siguiente: primero, se introducen los ángulos de flecha que ya se muestran en la figura 23. En segundo lugar, se introduce la flexión de la primera aleta a lo largo del tercio interior de su longitud en envergadura con el radio de 750 mm y el ángulo de 15°. Luego, las aletas se inclinan mediante una rotación en el ángulo de incidencia gamma. A continuación, se ajustan los ángulos diedros, es decir, inclinando la primera aleta 20° hacia arriba (15° adicionales en la flexión), la segunda aleta 10° hacia arriba y la tercera aleta 10° hacia abajo.

Téngase en cuenta que el procedimiento de transformación anterior no se relaciona con la forma de la plantilla ni con la geometría fabricada, que 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. Es una práctica común para el ingeniero mecánico predecir deformaciones mecánicas bajo cargas aerodinámicas, por ejemplo, mediante cálculos de elementos finitos. Un ejemplo de un programa informático práctico es NASTRAN.

Por tanto, dependiendo de la implementación real, la forma de la plantilla puede variar aunque la forma en vuelo podría no cambiar. Es, naturalmente, la forma en vuelo la responsable del rendimiento aerodinámico y las ventajas económicas.

La Tabla II muestra algunos resultados cuantitativos de la realización de tres aletas que se acaba de explicar (P0001). Se compara con el A320 sin la invención, pero, a diferencia de la tabla I, incluye la llamada valla. Esta valla es una estructura en forma de aleta y que omite la valla, como en la tabla I, se refiere a las mejoras por la adición de una construcción de (dos) aletas de acuerdo con la invención a un aeroplano sin aletas, mientras que la tabla II muestra las mejoras del invención, a saber, su realización de tres aletas, en relación con el A320 real como se usa en la práctica, incluida la valla. Esto se llama B0001.

Las relaciones de sustentación a resistencia para ambos casos se muestran (L/D) en la segunda y tercera columna y la mejora relativa de la invención se muestra como un valor porcentual en la cuarta columna. Este es el caso de seis masas totales diferentes del aeroplano entre 55t y 80t, mientras que la tabla I se refiere únicamente a 70t. Las diferencias entre las masas se deben principalmente al contenido del tanque y, por lo tanto, a la distancia de desplazamiento.

La Tabla II muestra claramente que la mejora de la sustentación a resistencia por la invención con respecto al A320 real está entre casi el 2% en un caso liviano y casi el 5% en un caso pesado. Esto demuestra que la invención es más efectiva cuanto más pronunciado es el vórtice producido por el ala principal (en el caso pesado, la sustentación requerida es mucho mayor, naturalmente). En comparación con la tabla I, las mejoras en la relación de sustentación a resistencia son menores (alrededor del 6.3% para los mejores casos en la tabla I). Esto se debe al efecto positivo de la valla convencional incluida en la tabla II y a la deformación en vuelo del ala principal, es decir, un cierto giro del ala principal que reduce el vórtice en cierta medida. Para un caso típico de 70t, la reducción de la resistencia aerodinámica de un A320 que incluye la realización de tres alas de la invención en comparación con el A320 convencional que incluye valla es de aproximadamente 4% (solo ala) y 3% (aeroplano completo), actualmente. Esta mejora se debe principalmente a una contribución de empuje principalmente de la segunda aleta y también se debe a una contribución de sustentación limitada de las aletas y una mejor sustentación del ala principal mediante una reducción del vórtice. Las contribuciones de sustentación permiten una menor inclinación del aeroplano completo en condiciones de vuelo de desplazamiento y, por lo tanto, se pueden "transformar" en una reducción de la resistencia (de un 1% estimado). El resultado es aproximadamente el 3% como se acaba de indicar.

A modo de ilustración, las figuras 24 a 27 muestran la forma 3D del A320 y tres aletas, a saber, una vista en perspectiva en la figura 24 del aeroplano completo, una vista superior del extremo del ala principal y las aletas en la figura 25 (contra la dirección z), una vista lateral (en dirección y) en la figura 26, y finalmente una vista frontal (en dirección x) en la figura 27.

Las figuras muestran transiciones suaves en la región del carenado entre el extremo del ala principal y las aletas y también algo de engrosamiento en la parte interior de los bordes de fuga de la primera y la segunda aletas. Estas estructuras son intuitivas y están destinadas a evitar turbulencias.

A continuación, se ejemplificará el concepto de transformación y pérdida para condiciones de alta carga explicado anteriormente sobre la base de la implementación de tres aletas que se acaba de describir. La figura 28 es una vista en planta esquemática y simplificada de tres aletas 8, 9, 10 que se muestran por simplicidad en un plano común. La figura 28 muestra los tamaños relativos y, en particular, las longitudes de las tres aletas como ya se ha comentado en detalle. Además, la figura 28 indica una estructura mecánica interna de las aletas en términos de largueros y costillas.

En particular, la aleta 8 corriente arriba tiene un solo larguero 30 en una porción proximal 31 del mismo y la aleta 9 media tiene, de manera análoga, un solo larguero 32 en una porción 33 proximal de aleta. Las porciones 31 y 33 internas de aleta se muestran en líneas sombreadas en contraste con las porciones 34 y 35 de aletas distales restantes de las aletas 8 y 9, respectivamente. Las porciones 31 y 33 proximales no se muestran fielmente a escala, pero en realidad están destinadas a comprender el 6% proximal de la longitud en envergadura de las respectivas aletas 8 y 9, corriente arriba y media.

Puede verse que en la transición de cada porción 31 y 33 proximal a la porción 34 y 35 distal respectiva, el larguero 30 y 32 respectivo está dividido en dos largueros 36 y 37 para la aleta 8 y 38 corriente arriba también. como 39 para la aleta 9 del medio 9. La estructura general del larguero tiene una forma en Y en cierto sentido y se parece un poco a un diapasón en la vista en planta de la figura 28.

En la respectiva porción 34 y 35 distal, los dos largueros están interconectados por costillas 40 a 43 que se extienden a lo largo de la aleta en la dirección de vuelo. Estas costillas se muestran solo simbólicamente. El número exacto y la posición de las costillas se pueden determinar en un caso individual. La idea básica aquí es que al menos una costilla en la respectiva porción distal sirve para interconectar los al menos dos largueros con el fin de aumentar la rigidez torsional de la respectiva aleta 8 o 9. En las porciones proximales 31 y 33, la figura 28 no muestra ninguna costilla (debido al tamaño muy limitado de estas porciones proximales) pero también aquí serían posibles costillas. Debido a que solo hay un larguero 30 o 32 en la porción proximal, la rigidez a la torsión es mucho menor, incluso con una o varias costillas en la porción proximal.

La figura 28 también muestra una aleta 10 corriente abajo que tiene tres largueros 44, 45, 46 y comparativamente muchas costillas 47 a 51 también (aquí cinco). Una vez más, esto es más simbólico para mostrar una implementación convencional y relativamente rígida, en particular con respecto al grado de libertad de torsión.

Obviamente, las aletas 8 y 9 están destinadas a mostrar una respuesta elástica de torsión sustancial, la mayoría de las cuales aparece en la porción 31 o 33 proximal respectiva, mientras que la aleta 10 está destinada a ser rígida a la torsión. La respuesta a la torsión de esta realización se debe a la inevitable flexión en cierta medida de las aletas (no mostradas en las figuras) correspondientes al ángulo diedro como se describió anteriormente. Dado que las aletas 8 a 10 tienen un barrido sustancial, una ráfaga de viento u otras condiciones de carga pesada no solo tendrán la tendencia a doblar las aletas hacia arriba, sino que el centro de sustentación en tales casos estará ubicado detrás del eje de torsión respectivo, el borde de fuga de cada aleta mostrará una tendencia más fuerte a doblarse hacia arriba que el borde de ataque. Las aletas 8 y 9 están adaptadas para hacer uso de esto por su elasticidad torsional (o blandura) de tal manera que durante la flexión, aparece una transformación torsional de las aletas.

Esta flexión no se distribuye de manera homogénea a lo largo de la longitud en envergadura, sino que aparece predominantemente en la porción proximal con el fin de llegar a una respuesta relativamente grande de la inclinación de la aleta (básicamente gamma, como se explicó anteriormente) a la variación de carga. En efecto, el ángulo de ataque local de la parte superior y de la aleta del medio se reduce sustancialmente en comparación con una implementación sin torsión o más rígida.

La figura 29 es una vista en perspectiva de las tres aletas comparables a la figura 25, pero mostrando las aletas 8 y 9 corriente arriba y del medio en dos posiciones. La inferior corresponde a la forma en vuelo y la superior a la forma transformada en un caso de 2.5 g. Se puede ver fácilmente que ambas aletas están dobladas hacia arriba (en el sentido del delta del ángulo diedro). Algo más difícil de ver es que el borde de fuga (en la figura 29 a la derecha) está doblado un poco más fuerte que el borde de ataque (a la izquierda). Esto da como resultado un aumento del valor absoluto de gamma (una disminución en vista de que gamma es negativo) a lo largo de la longitud en envergadura. Una parte principal de este efecto aparece muy cerca de la raíz de las aletas respectivas, compárese con la figura 28, y por lo tanto tiene un efecto para casi toda la longitud de las aletas, respectivamente.

Sin embargo, la figura 29 no muestra una torsión y flexión del ala principal que, sin embargo, se tiene en cuenta en los cálculos. La torsión del ala principal reduce la contribución de sustentación efectiva de la aleta ajustada bajo condiciones de carga pesada, pero mucho menos que con las mediciones adicionales de la invención.

Las figuras 30 y 31 muestran gráficos para la aleta corriente arriba y la aleta del medio, a saber, la torsión real y la flexión de las aletas a lo largo de la longitud en envergadura relativa (0 - 100%). Se puede ver que dentro del 6% proximal de la longitud en envergadura, aproximadamente 2° para la aleta corriente arriba y aproximadamente 4.8° para la aleta del medio aparecen como un ángulo de torsión de modificación cerca de la raíz, mientras que aparecen además aproximadamente 1.5° - 2° a lo largo el resto de la longitud en envergadura.

En el caso de la aleta corriente arriba, aproximadamente 1.75° de los 2° mostrados se deben a la rigidez torsional sustancialmente reducida en la porción proximal. En otras palabras, aparecería una transformación torsional de aproximadamente 0.25° en la porción proximal si el gráfico, como se muestra para el resto de la aleta, se extrapolara análogamente hasta el 0% de la longitud en envergadura. En el mismo sentido, alrededor de 4.5° de los 4.8° mencionados anteriormente para la aleta del medio se deben a la reducción de la rigidez torsional cerca de la raíz.

Una disminución del gráfico de torsión para la aleta corriente arriba entre el 80% y el 100% de la longitud en envergadura se puede ver en la figura 30. Este es un resultado real pero no intencionado. Dado que la forma de las aletas en vuelo explicada anteriormente se ha optimizado y simulado sin un giro intencional de las aletas a lo largo de su longitud en envergadura, hasta ahora, la forma de la plantilla tenía que torcerse hasta cierto punto (en el sentido opuesto a la transformación explicada aquí) con el fin de compensar la deformación elástica que aparece entre la forma de la plantilla y la forma en vuelo. Esto se ha exagerado hasta cierto punto cerca de la punta de la aleta corriente arriba.

Naturalmente, esto podría compensarse en una etapa adicional. Además, dado que la inclinación del flujo de aire en el vórtice de la punta del ala principal es más débil al aumentar la distancia desde la punta del ala principal, algo de torsión de las aletas en la forma en vuelo tiene sentido y podría incluirse en una etapa adicional. Esta torsión sería, entonces, aún más pronunciada para la aleta corriente arriba y la aleta del medio para el caso de carga alta. De manera análoga, dado que la aleta corriente abajo será mucho más rígida, a la torsión, la diferencia entre la forma de la plantilla y la forma en vuelo sería mucho menor, aquí, en consecuencia.

Además, la figura 30 y 31 muestran un gráfico relativo al eje vertical respectivo a la derecha que muestra el desplazamiento z del borde de ataque y, por lo tanto, la flexión mencionada anteriormente. El borde de fuga respectivo se dobla algo más fuerte, lo que da como resultado la transformación torsional, como se explicó.

Estos resultados se han calculado combinando los cálculos de dinámica de fluidos por ordenador (CFD) mencionados anteriormente y los cálculos del método de elementos finitos (FEM). El primero puede producir cargas aerodinámicas en la forma en vuelo. Sobre esta base, con el último, se puede calcular una forma de plantilla (sin cargas aerodinámicas y sin gravedad) en una dirección y una primera aproximación para una forma de carga pesada transformada (2.5 g) en la otra dirección. Para la forma de carga pesada, las cargas aerodinámicas se pueden volver a calcular mediante CFD y, mediante iteración, se utiliza la convergencia para determinar un resultado suficientemente preciso.

El caso de carga pesada se describirá de manera algo más precisa como sigue: uno de los casos de prueba severos de la envolvente de vuelo a definir o asegurar se llama ascenso de turbulencia severa y se ha asumido aquí. La velocidad ha sido de 317 nudos (velocidad real del aire) a una altitud de 10,000 pies y una densidad de 0.905 kg/m3 en una atmósfera estándar internacional (ISA ± 00) con una masa de aeroplano completa de 60 t.

La Tabla III muestra diversos datos numéricos para un ángulo de ataque (global) del aeroplano de 8°.

Allí, el código P2165 se refiere a una estructura completamente rígida que tiene la forma en vuelo ya explicada y el código PC165 es la estructura de transformación como se explicó. Se puede ver que la sustentación es de aproximadamente 150 t (2.5 x 60 t) en ambos casos y que el par de torsión se puede reducir en aproximadamente un 25% para la aleta corriente arriba, aproximadamente un 38% para la aleta del medio y en (solo) 7% para la aleta corriente abajo. El par de torsión está relacionado con un eje paralelo al eje longitudinal del aeroplano y la posición de la costilla más externa del ala principal estándar del aeroplano A 320, a saber, la denominada "costilla 27". Esta costilla se utiliza para fijar un conjunto de aletas de acuerdo con la invención de tal manera que los pares de torque en esta posición sean estructuralmente relevantes.

Además, la tabla III también muestra una reducción general del par de torsión del conjunto de aletas (punta de ala) como una unidad completa en un 29%. Este valor se refiere no sólo a la adición de las tres aletas, sino que también incluye una contribución de una parte exterior del ala principal entre la costilla 27 más externa ya mencionada y las aletas como tales.

Es evidente que la fuerte reducción del par de torsión de la aleta del medio puede atribuirse a la torsión relativamente fuerte que se logra allí. Este fuerte efecto de torsión o transformación es el resultado también del efecto aerodinámico relativamente grande de la aleta del medio, primero debido a su tamaño y segundo debido a su posición en el flujo de aire condicionado por la aleta corriente arriba.

En consecuencia, la reducción de par de torsión para la aleta corriente arriba es considerable pero menos pronunciada.

Para la aleta (tercera) corriente abajo, se puede lograr una disminución de par de torsión limitada. Sin embargo, debido a la fuerte reducción de la corriente descendente de la primera aleta y de la aleta del medio, aparecería un aumento sustancial del par de torsión de la tercera aleta sin el mecanismo de pérdida ya descrito.

Las figuras 32 - 35 dan una visualización de la pérdida de la tercera aleta mostrando las líneas de corriente en la figura 32 y 33 e isobaras en la figura 34 y 35. Las figuras 32 y 34 muestran una realización rígida (ficticia) mientras que la figura 33 y 35 muestran el estado transformado de la aleta corriente arriba y la aleta del medio, todas las figuras muestran condiciones de carga pesada.

Primero, la figura 33 muestra con bastante claridad líneas de corriente sustancialmente distorsionadas a lo largo de casi toda la longitud en envergadura de la aleta corriente abajo con una pequeña excepción en la punta. De manera análoga, las isobaras de la figura 35 están severamente distorsionadas en comparación con la figura 34 para el caso rígido.

Además, una comparación de las regiones de las aletas corriente arriba y del medio cerca de sus respectivos bordes de ataque en la figura 34 y 35 muestran que la distancia desde el borde de ataque respectivo hasta la siguiente isobara es mucho menor en la figura 35 y también las siguientes isobaras aparecen más cerca del borde de ataque. Esto significa que la región de subpresión por encima de la aleta respectiva es más pequeña y menos pronunciada en el caso transformado de la figura 35. El resultado es una sustentación respectivamente menor de estas aletas.

La figura 36 muestra una realización alternativa en comparación con la figura 28 en donde las estructuras de la aleta 8 corriente arriba y la aleta 9 del medio no se han cambiado, pero la estructura de la aleta 10 corriente abajo. Hay una combinación similar de un solo larguero 52 en la porción proximal del 6% (línea de sombreado) con un doble larguero 53 y 54 hacia fuera del mismo (y por lo tanto una forma en Y). Además, hay dos costillas (más simbólicas) 55 y 56 como las costillas de la aleta corriente arriba y la de la aleta del medio 8, 9. Sin embargo, los largueros están mucho más cerca del borde de fuga de la aleta 10 corriente abajo. De nuevo, esto no es verdadero a escala, pero indicará que desplazando los elementos estructurales cerca del borde de fuga, se pueden determinar las propiedades elásticas de torsión y se puede hacer que la aleta corriente abajo se transforme en un sentido opuesto a las aletas corriente arriba y del medio.

La figura 37 muestra una sección típica a través de un larguero como en la figura 28 o figura 36. El larguero consiste en una estructura 57 vertical doble y una estructura 58 horizontal respectiva en la parte inferior y superior de la misma. Estas partes se pueden fabricar con plástico reforzado con fibra de carbono como es conocido por la persona con experiencia. El espacio en la misma podría llenarse con un material de espuma rígido y de peso ligero tal como "ROHACELL HERO" de EVONIK, una espuma de aeroplano de celda cerrada de peso ligero u otra espuma de aeroplano conocida familiar para el lector experto.

Se podría usar una espuma similar en el exterior para llenar el volumen residual de la aleta. Una capa exterior de la aleta podría producirse mediante una combinación de, por ejemplo, dos capas de plástico reforzado con fibra de vidrio, veinte capas de plástico reforzado con fibra de carbono o mediante una hoja de aluminio.

La figura 38 muestra un gráfico de la dependencia general de la sustentación aerodinámica (eje vertical) del ángulo de ataque (eje horizontal). Allí, incluso con un ángulo de ataque de cero, se produce algo de sustentación (para un perfil aerodinámico asimétrico). Con el aumento del ángulo de ataque, la sustentación se incrementa aproximadamente de manera lineal hasta alguna región de saturación donde se redondea el gráfico. En esta región de saturación redondeada, la sustentación alcanza un máximo amplio con una sustentación máxima que puede producir el respectivo perfil aerodinámico y se reduce con un ángulo de ataque aún mayor. Esta disminución se debe al inicio y aumento de la pérdida.

Así, desde un punto de operación conservador como por ejemplo el punto 2 en el gráfico más o menos al final de la región lineal, la sustentación se puede reducir reduciendo el ángulo de ataque y así bajando la parte lineal del gráfico, por ejemplo a la posición 1. Esto se hace para las aletas 8 y 9. Sin embargo, dado que la corriente descendente reducida de estas aletas aumenta el ángulo de ataque para la aleta 10 de todos modos, se puede poner en pérdida, tal como en la posición 3. Allí, la sustentación es reducida al menos a la sustentación máxima posible.

Por cierto, el valor de 150 t del caso de 2.5 g considerado está muy cerca de la sustentación máxima de las alas principales del aeroplano.

La figura 39 muestra una parte de ataque de secciones de dos perfiles aerodinámicos. La sección 60 es un borde de ataque clásico de un perfil aerodinámico asimétrico. El afilado 61 es, por así decirlo, una tira de pérdida integrada, es decir, un borde afilado en o cerca del borde de ataque. Tal borde 61 afilado de perfil aerodinámico o una tira de pérdida (una estructura de tira añadida) han demostrado ser valiosos para mejorar la aparición de pérdida en la aleta 10. Por tanto, se prefiere tal borde afilado para esta aleta.

Aún adicionalmente, la forma del perfil aerodinámico tiene cierta influencia en la aparición de pérdida. Por lo tanto, puede tener sentido usar un perfil aerodinámico más delgado para la aleta corriente abajo en comparación con la aleta corriente arriba y la aleta del medio (si corresponde).

Tabla II

i

Tabla III

Claims

REIVINDICACIONES

1. Un ala (2) para un aeroplano (1),

que se extiende desde un extremo interior del ala para ser montado en un cuerpo (7) base de dicho aeroplano (1) hacia un extremo exterior del ala

y teniendo al menos dos aletas (8, 10) en el extremo exterior del ala, una aleta corriente arriba (8) de las aletas que preceden una aleta (10) corriente debajo de las aletas en una dirección de vuelo (x),

teniendo la aleta (8) corriente arriba propiedades elásticas de torsión con respecto a un eje longitudinal de la misma de tal manera que un ángulo de ataque local en un plano (xz) paralelo a la dirección de vuelo (x) entre dicha línea de cuerda de la aleta (8) corriente arriba y una dirección de flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta corriente arriba se reduce bajo condiciones de alta carga aerodinámica sustancialmente por encima de 1 g, en particular por encima de 2 g, debido a una reacción elástica de torsión de la aleta (8) corriente arriba a dichas condiciones de alta carga aerodinámica, en donde la aleta (10) corriente abajo experimenta una corriente descendente de la aleta (8) corriente arriba, siendo dicha corriente descendente reducida por dicha reacción elástica de torsión de dicha aleta (8) corriente arriba, y

en donde un ángulo de ataque local en un plano (xz) paralelo a la dirección de vuelo (x) entre la línea de cuerda de dicha aleta (10) corriente abajo y una dirección del flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta (10) corriente abajo se incrementa bajo dichas condiciones de alta carga aerodinámica al menos en parte debido a dicha reducción de dicha corriente descendente, de tal manera que aparece una pérdida en dicha aleta (10) corriente abajo.

2. El ala (2) de la reivindicación 1, en donde dicha aleta (10) corriente abajo tiene propiedades elásticas de torsión con respecto a un eje longitudinal de la misma, de tal manera que un ángulo de ataque local en un plano (xz) paralelo a la dirección de vuelo (x) entre dicha línea de cuerda de aleta (10) corriente abajo y una dirección del flujo de aire en el borde de ataque de dicha aleta (10) corriente abajo se incrementa bajo condiciones de alta carga aerodinámica.

3. El ala (2) de la reivindicación 1 o 2, en donde un casco aerodinámico al menos de dicha aleta (8) corriente arriba es deformable por torsión a lo largo de una longitud en envergadura de dicha al menos aleta (8) corriente arriba debido a una respuesta elástica a la torsión de dicha al menos aleta (8) corriente arriba bajo dichas condiciones de alta carga aerodinámica.

4. El ala (2) de la reivindicación 3, en donde dicha deformación por torsión de dicho al menos casco de aleta (8) corriente arriba es más pronunciada en una porción (31) de dicha al menos aleta (8) corriente arriba próxima a dicha ala (2) principal que en una porción (34) distal de dicha al menos aleta (8) corriente arriba, comprendiendo dicha porción (31) proximal como máximo el 50% de una longitud en envergadura de dicha al menos aleta (8) corriente arriba y comprendiendo dicha porción (34) distal el resto de la longitud en envergadura.

5. El ala (2) de una de las reivindicaciones precedentes, en donde al menos dicha aleta (8) corriente arriba comprende dentro de su casco aerodinámico y a lo largo de al menos una porción (31) próxima a dicha ala (2) principal, un solo miembro (30) estructural, tal como un larguero, a lo largo de una dirección en envergadura de dicha aleta al menos corriente arriba, adaptada para ser elástica a la torsión debido a que es única.

6. El ala (2) de la reivindicación 5, en donde dicho miembro (30) estructural único está dividido en al menos dos partes (36, 37), estando dispuestas dichas dos partes (36, 37) de dicho miembro (30) estructural en un porción (34) distal de dicha aleta (8) al menos corriente arriba y estando mutuamente espaciadas en una dirección de una línea de cuerda de dicha aleta (8) al menos corriente arriba para reducir la elasticidad torsional de dicha aleta (8) al menos corriente arriba en dicha porción (34) distal, estando dichos al menos dos miembros (36, 37) estructurales en dicha porción (34) distal preferiblemente interconectados por al menos una costilla (40, 41).

7. El ala (2) de una de las reivindicaciones precedentes, en donde dicho ángulo de ataque local de dicha aleta (8) corriente arriba se reduce en al menos 0.5° en promedio a lo largo de la longitud en envergadura de dicha aleta (8) corriente arriba con una alta carga aerodinámica de 2.5 g en comparación con las condiciones normales de vuelo de 1 g.

8. El ala (2) de una de las reivindicaciones precedentes en donde no hay un accionador de transformación activo para dichas aletas (8, 9, 10).

9. El ala (2) de una de las reivindicaciones precedentes que tiene al menos dos y como máximo tres aletas (8, 9, 10), dispuestas secuencialmente con respecto a la dirección de vuelo, en donde la aleta (8) corriente arriba es, con respecto a la longitud del envergadura, más corta que la aleta siguiente (9), y en la que, en un caso de tres aletas, la aleta (10) corriente abajo es más corta que la aleta (9) del medio.

10. El ala (2) de la reivindicación 8 que tiene tres aletas (8, 9, 10) en donde las características de la reivindicación 1 de propiedades elásticas de torsión se aplican también a la del medio (9) de dichas aletas (8, 9, 10) de la misma forma.

11. El ala (2) de una de las reivindicaciones precedentes, en donde dicha aleta (10) corriente abajo comprende una tira de pérdida o un borde (61) de ataque afilado.

12. El ala (2) de una de las reivindicaciones 1, 3 -11, pero no 2, en donde dicha aleta (10) corriente abajo está adaptada para no mostrar una deformación elástica por torsión bajo dichas condiciones de alta carga aerodinámica.

13. El ala (2) de la reivindicación 9, opcionalmente en combinación con cualquier otra de las reivindicaciones precedentes, en donde dicha aleta (8) corriente arriba y una aleta (9) adyacente están mutuamente inclinadas como se ve contra la dirección de vuelo (x), por un ángulo diedro relativo (AS) en un intervalo de 5° a 35°, estando definido dicho ángulo diedro relativo (AS) como el ángulo de apertura en la raíz de dichas aletas de un triángulo isósceles que tiene un vértice (R) en la raíz, a saber en un punto de división de ambas aletas (8, 9) en dirección horizontal (y) y en el medio de las posiciones de los bordes de ataque de dichas aletas (8,9) en dirección vertical (z), un vértice (V1) en el borde de ataque de dicha aleta (8) corriente arriba y un vértice (V2) en el borde de ataque de dicha aleta (9) adyacente, como se ve en una proyección contra dicha dirección de vuelo (x), teniendo dicho triángulo una longitud variable con respecto a los dos lados iguales de triángulos (RV1, RV2), siendo dicho intervalo de ángulo diedro relativo (AS) válido para al menos el 70% de la longitud del lado igual (RV1, R V2) a lo largo de una más corta de dicha aleta (8) corriente arriba y dicha aleta (9) adyacente,

en el caso de dos aletas, siendo la aleta adyacente dicha aleta corriente abajo, y en el caso de tres aletas (8, 9, 10) siendo dicha aleta adyacente una aleta (9) del medio y estando dicha aleta (9) del medio y dicha aleta (10) corriente abajo mutuamente inclinadas, como se ve en contra de la dirección de vuelo (x), por el mismo intervalo de ángulo diedro relativo.

14. El ala (2) de la reivindicación 9, opcionalmente en combinación con cualquier otra de las reivindicaciones precedentes, en donde dichas aletas (8, 9, 10) están inclinadas con respecto a su respectiva línea de cuerda de aleta, es decir, en una posición del 10% de dicha la longitud de la aleta hacia afuera de una división en dichas aletas de dicha ala, con respecto a una línea de cuerda del ala principal de dicha ala, en una posición del 10% de la longitud del ala principal de dicha ala hacia adentro de una división en dichas aletas de dicha ala, alrededor de un eje horizontal (y) que es perpendicular a dicha dirección de vuelo (x) por un ángulo de incidencia

gamma 1 en un intervalo de - 15° a - 5° para dicha aleta (8) corriente arriba y gamma 2 en un intervalo de -10° a 0° para una aleta (9) adyacente en su raíz respectiva y

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

en un intervalo de - 8° a 2° para dicha aleta (9) adyacente en su punta respectiva,

y en el caso de tres aletas (8, 9,10), para la aleta (10) corriente abajo por un ángulo de incidencia

gamma 3 en un intervalo de - 7° a 3° en su raíz y un intervalo de - 5° a 5° en su punta,

estando el intervalo del ángulo de incidencia interpolado linealmente entre la raíz y la punta de la aleta respectiva,

donde un ángulo de incidencia positivo significa una rotación en el sentido de las agujas del reloj de la aleta como se ve desde el lado izquierdo de dicho aeroplano,

siendo dichos intervalos de ángulo de incidencia válidos para al menos el 70% de una longitud en envergadura a lo largo de dicha aleta (8, 9, 10) respectiva.

15. El ala (2) de una de las reivindicaciones precedentes, en donde dicha aleta (8) corriente arriba está inclinada hacia arriba, como se ve en contra de la dirección de vuelo (x), con respecto a dicha aleta (10) corriente abajo y, en el caso de tres aletas (8, 9, 10), una aleta (9) del medio está inclinada hacia arriba con respecto a dicha aleta (10) corriente abajo y hacia abajo con relación a dicha aleta (8) corriente arriba, como se ve en contra de la dirección de vuelo (x).

16. Un aeroplano (1) que tiene al menos dos alas (2, 3) de una de las reivindicaciones precedentes en lados opuestos.

17. Un uso de un conjunto de aletas (8, 9, 10) como una parte adicional para ser montado en un ala (2) de un aeroplano (1) con el fin de producir un ala (2) de una de las reivindicaciones 1 -15 o un aeroplano (1) de la reivindicación 16.

18. El uso de la reivindicación 17, en donde el conjunto de aletas (8, 9, 10) es para ser montado en un aeroplano existente con el fin de sustituir otra estructura de ala de dicho aeroplano existente.