ES2989814T3 - Dispositivo de mejora de aerodinámica para una aeronave y aeronave equipada con tal dispositivo - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a una aeronave (5) que comprende una superficie aerodinámica (6), un dispositivo de mejora de la aerodinámica con un primer electrodo (27) incrustado debajo y eléctricamente aislado de la superficie aerodinámica (6), un segundo electrodo (28) eléctricamente aislado del primer electrodo (27), un generador de tensión (30) adaptado para aplicar una tensión entre el primer y el segundo electrodo, que comprende además una capa de material eléctricamente aislante (26) entre el segundo electrodo (28) y la superficie aerodinámica (6). La invención también se refiere a métodos para detectar hielo en una superficie aerodinámica (6) y descongelarla, y para retrasar una transición de capa límite y la separación de la superficie aerodinámica. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Dispositivo de mejora de aerodinámica para una aeronave y aeronave equipada con tal dispositivo

La invención se refiere a un dispositivo de mejora de aerodinámica y una aeronave equipada con al menos un tal dispositivo. El dispositivo de mejora de aerodinámica pretende, en particular, mejorar la aerodinámica de una aeronave evitando la formación de hielo, detectando la formación de hielo, eliminando el hielo aglomerado y retrasando la separación de una capa límite. La invención se refiere, además, a métodos para detectar hielo, evitar y eliminar hielo, así como retrasar la separación de una capa límite de una superficie aerodinámica de una aeronave.

En particular, la invención se refiere a un dispositivo antiformación de hielo para limitar o prevenir la aglomeración de hielo en una aeronave. La invención también se refiere a un dispositivo adaptado para retrasar la separación de una capa límite de una superficie aerodinámica de una aeronave.

Las superficies externas de las aeronaves se enfrentan a la formación de hielo cuando vuelan en ciertas condiciones atmosféricas. Las temperaturas en la atmósfera en estas condiciones son tales que el aire contiene pequeñas gotas de agua en estado sobreenfriado. Las pequeñas gotas sobreenfriadas pueden formar hielo en una aeronave, en particular, en las superficies aerodinámicas de una aeronave orientadas hacia adelante, tales como los bordes delanteros del ala y la cola, el morro, las entradas de los motores, etc. Es bien sabido que la formación de hielo es perjudicial para la eficiencia y funcionalidad de la aeronave, particularmente, para sus superficies de elevación y control. Por ejemplo, la movilidad de las partes móviles puede reducirse por la formación de hielo, el peso total y el arrastre de la aeronave pueden aumentar significativamente o su eficiencia aerodinámica, en particular, su sustentación, puede disminuir, porque el flujo de aire alrededor de la aeronave y, en particular, alrededor de las superficies aerodinámicas de la aeronave están perturbadas por la aglomeración de hielo.

Por lo tanto, es esencial que un piloto o un ordenador a bordo sean conscientes de la formación o posibilidad de formación de hielo y, por lo tanto, de la modificación de la aerodinámica de la aeronave, así como que permitan a un piloto o un ordenador tomar contramedidas contra esta aglomeración de hielo, tal como, por ejemplo, la activación de un sistema de deshielo.

En términos generales, es beneficioso prevenir la formación de hielo en las partes de las aeronaves.

De manera adicional, la separación de una capa límite en una superficie de sustentación o una superficie de control, que normalmente ocurre a ángulos de ataque elevados, es perjudicial para el comportamiento aerodinámico, para la eficiencia de la aeronave, así como para el control de la aeronave. Retrasar la separación de la capa límite permite mejorar la maniobrabilidad de la aeronave y su eficiencia a ángulos de ataque elevados.

A lo largo de los años se han implementado muchos sistemas en aeronaves para limitar o evitar la formación de hielo y para deshelar las superficies heladas de una aeronave.

Los sistemas más comunes calientan ciertas porciones de la aeronave que son más propensas a la formación de hielo o cuya formación de hielo afectará más al funcionamiento, la seguridad o la eficiencia de la aeronave. En particular, en la mayoría de los sistemas, el aire caliente sale de los motores y circula detrás de un revestimiento aerodinámico, tal como, por ejemplo, un borde delantero de un ala. Otros sistemas de calentamiento comprenden resistencias eléctricas, bobinas eléctricas, etc.

Algunas otras soluciones contra la formación de hielo también incluyen el uso de productos químicos, ya sea aplicados externamente a la aeronave o encapsulados en y liberados progresivamente de la superficie de la aeronave.

También se han desarrollado soluciones mecánicas, tales como superficies inflables, para eliminar el hielo.

Tanto para deshelar superficies aerodinámicas como para retrasar la separación de las capas límite de las superficies de aerodinámica, se han propuesto soluciones que requieren la formación local de un plasma en el aire. El plasma se obtiene ionizando el aire entre dos electrodos con una alta diferencia de voltaje.

El documento CN1048908801 divulga un accionador de plasma para deshelar una superficie de aeronave propensa a la formación de hielo, que comprende un electrodo superior y un electrodo inferior en una capa aislante de poliimida, estando conectado el electrodo superior a una fuente de voltaje positivo y estando conectado el electrodo inferior a una fuente de voltaje negativo. En este accionador de plasma, los electrodos se fijan a un revestimiento de una aeronave con pegamento en la capa aislante. El electrodo superior está expuesto al aire.

Tal dispositivo de deshielo no proporciona un dispositivo de deshielo duradero, ni un revestimiento de aeronave resistente a la erosión. También, tal sistema de deshielo solo garantiza una función y, por lo tanto, representa un peso adicional para la aeronave.

El documento US 2016/0003147 divulga un sistema para prevenir la formación de hielo en una superficie de la aeronave operativamente expuesta al aire. Describe una góndola de motor que incluye un sistema para prevenir la formación de hielo que comprende un accionador de plasma del tipo de descarga de barrera dieléctrica aplicado en una superficie expuesta. Comprende un electrodo expuesto al aire, una porción intermedia de material dieléctrico y un electrodo cubierto, así como un generador de alimentación eléctrica de alto voltaje conectado entre los electrodos.

El dispositivo propuesto también comprende un electrodo expuesto y, por lo tanto, no proporciona un dispositivo de deshielo duradero, ni un revestimiento de aeronave resistente a la erosión. Tal sistema de deshielo solo garantiza una función.

El documento WO2018/060830 describe un sistema para la detección y prevención de hielo en el que los electrodos están impresos sobre una superficie externa. En tales dispositivos, los electrodos también están expuestos a la atmósfera exterior.

En "Swept-wing transition control using DBD plasma actuators", Conferencia de control de flujo de 2018, Foro de AVIACIÓN AIAA, 25 al 29 de junio de 2018, Atlanta, Georgia, se describe una red de accionadores de plasma colocados en un borde delantero para retrasar la separación de una capa límite. Esta red retrasa la transición de la capa límite de laminar a turbulenta. Se describe una actuación de plasma a altas frecuencias para generar chorros de plasma modulados en el sentido de la envergadura. El plasma se genera por electrodos impresos directamente en la superficie del borde delantero.

Tal dispositivo solo garantiza una función. Por añadidura, sus electrodos están expuestos al aire, lo que afecta negativamente tanto a la longevidad de la superficie aerodinámica de la aeronave como a la de los electrodos.

El documento US6570333 divulga un método para generar una descarga de plasma que cubre una superficie de un cuerpo en un gas aplicando una alimentación de radiofrecuencia a través de una pluralidad de conductores aislados emparejados en la superficie, para afectar las características de arrastre de los vehículos que se mueven a través del gas. Los conductores aislados pueden estar incrustados justo por debajo de la superficie. Los pares de conductores aislados, generalmente, están dispuestos como electrodos de tira adyacentes que están espaciados de y, generalmente, paralelos entre sí. Los conductores eléctricos en los conductores aislados están eléctricamente separados del plasma por una capa o recubrimiento aislante circundante. Este documento describe que el plasma se puede encender y apagar y se puede variar su alimentación. Este documento también describe que el plasma puede generarse en la superficie de un cuerpo, tal como una aeronave, para prevenir la formación de hielo y para eliminar el hielo presente en el cuerpo, así como para mejorar su visibilidad durante la noche.

El documento US5621332 divulga un dispositivo y método para detectar una acumulación de aire, agua, hielo, nieve o contaminantes, tales como fluido de deshielo en las superficies de las aeronaves. Más específicamente, este documento divulga una estructura de electrodos que está formada por una pluralidad de electrodos concéntricos y un conformador de campo potencial que puede implementarse por interruptores electrónicos para aplicar una pluralidad de patrones de voltaje discretos a cada electrodo para definir un campo potencial y se toman mediciones de corriente de uno de los electrodos. Las mediciones se analizan en tiempo real para identificar y cuantificar las sustancias que tapan el electrodo. Un dispositivo según este documento también comprende un medio de medición de amplitud y fase conectado a la pluralidad de electrodos y medios de control de electrodos para medir las corrientes en respuesta al campo eléctrico.

La invención tiene como objetivo proporcionar a una aeronave un dispositivo fiable de detección de hielo.

La invención tiene como objetivo proporcionar una aeronave con funciones eficientes y económicas de detección de hielo, antiformación de hielo y deshielo.

La invención tiene como objetivo proporcionar una aeronave con sustentación mejorada a ángulos de ataques elevados.

La invención propone también una aeronave con arrastre reducido.

La invención tiene como objetivo proporcionar una aeronave particularmente resistente a la erosión, tal como la erosión del aire o de la arena.

La invención también tiene como objetivo proporcionar una aeronave con un peso optimizado.

La invención propone una aeronave según la reivindicación 1.

En todo el texto, el término "electrodo" se utiliza indistintamente para el primer electrodo o el segundo electrodo. En particular, el primer electrodo puede ser un ánodo y el segundo electrodo cátodo o el primer electrodo un cátodo y el segundo electrodo un ánodo.

Una señal de voltaje es una diferencia de potencial eléctrico, cuyo valor puede variar o no con el tiempo. Una señal de voltaje puede, por ejemplo, tomar diferentes valores, formas, frecuencias. El término "voltaje" se utiliza para el valor tomado por la señal de voltaje. Una superficie aerodinámica de una aeronave puede ser cualquier superficie externa de la aeronave. En particular, puede comprender superficies de sustentación o control, tales como alas, planos de cola horizontales y verticales, listones, flaps, alerones, elevadores, timones, deflectores, pestañas o también capós de entrada de motores o tubos de Pitot. Más particularmente, una superficie aerodinámica puede ser un borde delantero o un extradós.

La invención permite implementar una mejora aerodinámica basada en plasma de una superficie aerodinámica de una aeronave, maximizando al mismo tiempo la resistencia a la erosión de dicha superficie aerodinámica. De hecho, según la invención, un componente de aeronave puede comprender una capa externa que forma la superficie aerodinámica hecha con solo un material. La capa externa puede estar hecha homogéneamente de un mismo material. Esto permite elegir un material particularmente resistente a la erosión, en particular, a la erosión del aire, agua y arena.

La superficie externa del ala puede ser así lisa y continua. La ausencia de diferencia de material entre dos porciones de una capa externa que forma la superficie aerodinámica de la aeronave limita la erosión heterogénea y el deterioro de la superficie aerodinámica. La ausencia de diferencia de material entre dos porciones de una capa externa que forma la superficie aerodinámica de la aeronave también excluye cualquier riesgo de corrosión galvánica en la interfaz entre dos materiales expuestos a la atmósfera ambiental.

De este modo, el primer electrodo y el segundo electrodo están ambos incrustados por debajo de la superficie aerodinámica y separados de ella por una o más capa(s) de material eléctricamente aislante. El material eléctricamente aislante puede ser un material sólido. El primer electrodo y/o el segundo electrodo pueden estar aislados de la superficie aerodinámica por una pluralidad de capas. Cada capa puede ser del mismo o diferentes materiales.

El primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar aislados de la superficie aerodinámica en toda su superficie exterior. El primer electrodo y el segundo electrodo pueden no comprender ninguna porción expuesta al aire. De este modo, los electrodos no están expuestos a las condiciones atmosféricas. Sus propiedades, en particular, sus propiedades eléctricas, permanecen así estables con el tiempo. En un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención, los electrodos están protegidos del entorno externo, en particular, de la atmósfera, de manera que no estén expuestos al agua, productos químicos o erosión. De este modo, un dispositivo según la invención es particularmente duradero.

El primer electrodo y/o el segundo electrodo pueden estar colocados en un borde delantero de un ala o de un plano de cola horizontal o de un plano de cola vertical o en cualquier otra superficie de sustentación o control de una aeronave, en particular, para garantizar funciones, tales como detección de formación de hielo, antiformación de hielo y deshielo.

El primer electrodo y/o el segundo electrodo también pueden colocarse en una porción anterior de un extradós de superficies de sustentación o control de una aeronave, en particular, para garantizar funciones, tales como retrasar la pérdida a un ángulo de ataque elevado y mejorar la laminaridad de un flujo sobre una superficie aerodinámica de la superficie de sustentación o control.

El primer electrodo y/o el segundo electrodo también pueden colocarse en una porción anterior de un intradós de superficies de sustentación o control de una aeronave, en particular, para garantizar funciones que mejoran la laminaridad de un flujo sobre una superficie aerodinámica de la superficie de sustentación o control.

El generador de voltaje puede adaptarse para aplicar una señal de voltaje entre el primer electrodo y el segundo electrodo de al menos un voltaje predeterminado, llamado voltaje ionizante, adaptado para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica. En algunas realizaciones de la invención, el generador de voltaje comprende un amplificador de voltaje.

El generador de voltaje puede estar adaptado para aplicar una señal de voltaje que de manera permanente o intermitentemente tenga un valor de voltaje igual o mayor que dicho voltaje ionizante.

El voltaje ionizante puede definirse como el voltaje mínimo a aplicar entre el primer electrodo y el segundo electrodo para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica.

El voltaje ionizante puede ser, por ejemplo, de aproximadamente 5 kV. El voltaje aplicado por el generador de voltaje puede ser, por ejemplo, de al menos 10 kV.

Tras la aplicación de un voltaje de al menos el voltaje ionizante, el aire se ioniza en una trayectoria entre el primer electrodo y el segundo electrodo sobre la superficie aerodinámica, en las proximidades del primer electrodo y el segundo electrodo. El aire ionizado forma localmente un plasma.

La formación de un plasma calienta el aire, reduciendo así localmente la formación de hielo de la superficie aerodinámica.

Es más, en la formación del plasma, se produce una descarga ultrasónica localmente en el aire, lo que ha demostrado evitar la formación de hielo en la superficie aerodinámica. Tal descarga ultrasónica también puede contribuir al deshielo de la superficie aerodinámica.

Finalmente, el aire ionizado o plasma circula localmente de un electrodo hacia el otro, de manera que localmente puede crear un flujo de aire o corriente de plasma. Esta corriente puede acelerar, desacelerar o desviar un flujo global de aire a lo largo de la superficie aerodinámica y, así, perturbar muy localmente el flujo global de aire a lo largo de la superficie aerodinámica. Tal perturbación local del flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica puede crear perturbaciones del flujo, que permiten que la capa límite permanezca más cerca de la superficie aerodinámica durante una distancia más larga, mejorando así el flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica y la eficiencia de la superficie aerodinámica. La invención permite así que un ala entre en pérdida a un ángulo de ataque elevado, más elevado que sin activación del dispositivo de mejora de aerodinámica.

En un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención:

• una distancia entre el primer electrodo y el segundo electrodo y

• una distancia mínima entre el primer electrodo y la superficie aerodinámica y

• una distancia mínima entre el primer electrodo y la superficie aerodinámica,

pueden adaptarse para ionizar aire próximo a la superficie aerodinámica tras la aplicación de un voltaje de al menos el voltaje ionizante entre el primer electrodo y el segundo electrodo.

La distancia mínima entre la superficie aerodinámica y un electrodo se puede definir como la distancia mínima de un punto en la superficie aerodinámica y el electrodo. La distancia mínima se puede definir como la longitud de un segmento perpendicular a la superficie aerodinámica y que une una superficie del electrodo.

La distancia entre la superficie aerodinámica y el electrodo es el espesor de la una o más capas entre el electrodo y la superficie aerodinámica.

El primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar incrustados en un material eléctricamente aislante.

El primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar incrustados en un material eléctricamente aislante.

El material eléctricamente aislante puede ser, por ejemplo, un poliuretano. Una capa de poliuretano puede aislar el primer electrodo y el segundo electrodo de un exterior de una aeronave.

En algunas realizaciones de la invención, la superficie externa de un componente de una aeronave puede comprender un poliuretano. Sin embargo, esta superficie externa puede estar recubierta con pintura u otras protecciones de superficie. Los poliuretanos proporcionan una buena resistencia a la erosión del aire y arena.

En realizaciones alternativas, se puede aplicar un recubrimiento antierosión directamente sobre el material eléctricamente aislante que incrusta los electrodos.

Un poliuretano entre un electrodo y la superficie aerodinámica puede así garantizar tanto la función de aislar el electrodo de un exterior de la aeronave como la función de proporcionar un material resistente a la erosión para formar la superficie externa de un componente de aeronave.

El material eléctricamente aislante en el que están incrustados el primer electrodo y el segundo electrodo puede adaptarse para:

• aislar eléctricamente el primer electrodo y el segundo electrodo de descargas eléctricas directas tras la aplicación del voltaje ionizante y

• permitir una ionización del aire sobre la superficie aerodinámica tras la aplicación del voltaje ionizante entre el primer electrodo y el segundo electrodo.

Una aeronave según la invención puede comprender, además, un dispositivo de detección de hielo adaptado para:

• aplicar una señal de voltaje predeterminado, llamado voltaje de permitividad, entre un primer electrodo y un segundo electrodo,

• medir una corriente eléctrica, llamada corriente de permitividad, entre dicho primer electrodo y dicho segundo electrodo,

• calcular un valor de permitividad representativo de una permitividad eléctrica entre dicho primer electrodo y dicho segundo electrodo, basándose en la corriente de permitividad tras la aplicación del voltaje de permitividad entre dicho primer electrodo y dicho segundo electrodo.

El valor de permitividad se puede calcular basándose en el voltaje de permitividad aplicado y la corriente de permitividad medida. El valor de permitividad puede basarse al menos parcialmente en el resultado de un desplazamiento de fase entre un voltaje de permitividad aplicado y una corriente de permitividad medida.

El dispositivo de detección de hielo puede, por ejemplo, comparar un valor de la corriente de permitividad con un valor de permitividad almacenado.

El valor de permitividad almacenado puede ser un valor fijo, que puede ser un valor obtenido experimentalmente para un componente específico de una aeronave con una disposición específica de electrodos, voltaje, materiales, etc. y almacenado en una memoria en el momento de la fabricación.

El valor de permitividad almacenado puede ser alternativamente un valor previamente medido en vuelo y almacenado como una referencia. El dispositivo de detección de hielo puede ser capaz de rastrear la evolución de la permitividad próxima a la superficie externa almacenando uno o más valor(es) anteriores de la permitividad.

El dispositivo de detección de hielo puede adaptarse para detectar una variación de permitividad. El dispositivo de detección de hielo puede adaptarse para detectar una variación de permitividad en una región próxima a la superficie externa de la aeronave. El dispositivo de detección de hielo puede adaptarse para detectar una variación de permitividad representativa de la formación de hielo en la superficie externa.

El dispositivo de detección de hielo puede adaptarse para emitir una señal de permitividad que comprende datos representativos de un valor de permitividad eléctrica.

La señal de permitividad puede comprender datos representativos del valor de permitividad calculado. También puede comprender datos representativos de la presencia de hielo. Por ejemplo, el dispositivo de detección de hielo solo puede emitir una señal, tal como un voltaje, si el valor de permitividad calculado es representativo de la presencia de hielo en la superficie externa de la aeronave.

La señal puede enviarse, directa o indirectamente, a una pantalla para un piloto y/o a una unidad de cálculo que controla un dispositivo de deshielo.

Tras la detección de la formación de hielo, se puede activar un dispositivo de deshielo. Más particularmente, tras la detección de hielo, el generador de voltaje puede activarse para alimentar el primer electrodo y el segundo electrodo con un voltaje de al menos el voltaje ionizante, con el fin de limitar la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica y deshelar la superficie aerodinámica.

El primer electrodo y el segundo electrodo a los que el dispositivo de detección de hielo aplica un voltaje de permitividad son los mismos electrodos que el primer electrodo y el segundo electrodo a los que el dispositivo de mejora de aerodinámica aplica un voltaje ionizante. Así, una aeronave según la invención comprende un dispositivo de mejora de aerodinámica y un dispositivo de detección de hielo con un peso total mínimo. De hecho, los electrodos se utilizan así para múltiples funciones y la aeronave no necesita electrodos adicionales para funciones adicionales.

En un dispositivo de detección de hielo y método para detectar hielo según la invención, el hielo puede detectarse de una manera muy precisa añadiendo al mismo tiempo un peso mínimo a la aeronave.

Una aeronave según la invención puede comprender un controlador adaptado para controlar el generador de voltaje.

Una aeronave según la invención puede comprender un controlador adaptado para controlar el generador de voltaje y el dispositivo de detección de hielo.

El dispositivo de mejora de aerodinámica puede comprender al menos un controlador adaptado para controlar el generador de voltaje y el dispositivo de detección de hielo.

El controlador está adaptado, en particular, para alternar las funciones del dispositivo de detección de hielo y del generador de voltaje.

El dispositivo de detección de hielo está adaptado para detectar hielo aplicando una señal de bajo voltaje, mientras el generador de voltaje aplica una señal de alto voltaje para las funciones antihielo, deshielo y no separación de la capa límite. Por lo tanto, ambos dispositivos no pueden conectarse simultáneamente a los electrodos. Por lo tanto, el controlador desconecta y/o apaga el generador de voltaje mientras activa y/o conecta el dispositivo de detección de hielo y viceversa.

El dispositivo de detección de hielo puede comprender un aislador adaptado para desconectar el(los) sensor(es) del dispositivo de detección de hielo de los electrodos. El aislador puede ser controlado por el controlador.

El controlador puede estar adaptado para activar el generador de voltaje para proveer los electrodos de una señal de voltaje que tiene al menos algunos valores de voltaje de al menos el voltaje ionizante, tras la recepción de una señal de permitividad del dispositivo de detección de hielo, siendo dicha señal de permitividad indicativa de la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica.

La función garantizada por el controlador puede ser garantizada por cualquier otro dispositivo equivalente, tal como un ordenador central, por ejemplo.

Al menos uno del primer electrodo y el segundo electrodo puede ser parte de un dispositivo de protección de caída de rayos.

Las aeronaves que comprendan partes no metálicas deben comprender un dispositivo de protección de caída para conducir las cargas eléctricas recibidas por la aeronave en caso de caída de rayos. En particular, las aeronaves deben comprender una protección eléctricamente conductora en los extremos prominentes de la aeronave, tal como las puntas de las alas o los planos horizontales y verticales. La protección eléctricamente conductora puede ser, por ejemplo, una malla metálica. Tal protección eléctricamente conductora puede estar integrada en el revestimiento de la aeronave.

El primer electrodo y/o el segundo electrodo de la invención pueden estar conectados eléctricamente a una protección eléctricamente conductora. También se puede conectar un electrodo de la invención al plano de tierra de la aeronave. Un electrodo de la invención puede así conducir cargas eléctricas entre cualquier protección eléctricamente conductora de la aeronave y el plano de tierra de la aeronave, contribuyendo así a la homogeneización de las cargas eléctricas en la aeronave y siendo parte de la protección de caída de rayos de la aeronave. Los electrodos de la invención pueden así garantizar más de una función.

Por ejemplo, se puede aplicar un voltaje al segundo electrodo solo para antihielo, deshielo, detección de hielo, retardo de la capa límite, mientras el primer electrodo está conectado a la protección de caída de rayos. La aplicación de un voltaje al segundo electrodo crea así una diferencia de voltaje entre el primer electrodo y el segundo electrodo para la generación de descargas de plasma.

La invención permite minimizar el impacto del peso en el peso global de la aeronave conectando uno o más electrodos de la invención al dispositivo de protección de caída de rayos.

Los electrodos de la invención pueden así garantizar dos o más funciones simultáneamente o de manera alternativa.

La superficie aerodinámica puede estar formada por una superficie externa de un plano de cola horizontal.

La superficie aerodinámica puede estar formada por una superficie externa de un ala.

El dispositivo de mejora de aerodinámica puede comprender:

• un primer grupo de electrodos incrustados por debajo de la superficie aerodinámica, adaptados y dispuestos para limitar la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica tras la aplicación del voltaje ionizante entre el primer electrodo y el segundo electrodo,

• un segundo grupo de electrodos incrustados por debajo de la superficie aerodinámica, adaptados y dispuestos para crear perturbaciones locales en un flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica tras la aplicación del voltaje ionizante entre el primer electrodo y el segundo electrodo.

En particular, el segundo grupo de electrodos está adaptado y dispuesto para crear perturbaciones locales en una capa límite de un flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica.

Cada grupo de electrodos comprende al menos un primer electrodo y al menos un segundo electrodo.

Es más, el dispositivo de mejora de aerodinámica puede estar adaptado para aplicar una primera señal de voltaje, llamado voltaje de deshielo, al primer grupo de electrodos y una segunda señal de voltaje, llamado voltaje antipérdida, diferente de dicho voltaje de deshielo, al segundo grupo de electrodos. En particular, el controlador y el generador de voltaje pueden adaptarse para aplicar un voltaje de deshielo al primer grupo de electrodos y un voltaje antipérdida al segundo grupo de electrodos.

El voltaje de deshielo y el voltaje antipérdida son voltajes ionizantes adaptados para generar un plasma de aire sobre la superficie aerodinámica entre un primer electrodo y un segundo electrodo a los que se aplican. El voltaje de deshielo y el voltaje antipérdida pueden ser señales de voltaje con frecuencia, patrón y valores predeterminados. Pueden adaptarse durante un vuelo de la aeronave en función de uno o más parámetros. Tales parámetros pueden ser: la presencia o ausencia de hielo, la temperatura externa, la velocidad de la aeronave, el ángulo de ataque de la aeronave, etc.

El primer grupo de electrodos puede estar incrustado por debajo de la superficie aerodinámica en un área de la superficie aerodinámica susceptible de aglomerar hielo. El primer grupo de electrodos puede estar, en particular, incrustado en un borde delantero de un ala, de un plano de cola horizontal o de un plano de cola vertical.

El primer grupo de electrodos puede comprender una pluralidad de dicho primer electrodo y una pluralidad de dicho segundo electrodo.

El segundo grupo de electrodos puede estar incrustado por debajo de la superficie aerodinámica en un área anterior a un área de la superficie aerodinámica susceptible de una separación de una capa límite. El segundo grupo de electrodos puede estar incrustado por debajo de un área donde se ha determinado que la creación de perturbaciones en un flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica daría como resultado una unión mejorada de la capa límite a la superficie aerodinámica, en particular, a ángulos de ataque elevados.

El segundo grupo de electrodos puede estar, en particular, incrustado en una porción anterior de un extradós de un ala o de un plano de cola horizontal.

El segundo grupo de electrodos puede comprender una pluralidad de dicho primer electrodo y una pluralidad de dicho segundo electrodo.

Un grupo de electrodos puede comprender más de dos electrodos. En particular, puede comprender tres o más electrodos, en los que al menos un electrodo actúa como un primer electrodo para un segundo electrodo y como un segundo electrodo para un tercer electrodo. En tal dispositivo, el generador de voltaje puede estar adaptado para emitir al menos tres voltajes, con un espacio de voltaje entre dos valores de voltaje sucesivos de al menos un voltaje ionizante.

El generador de voltaje también puede estar adaptado para suministrar un primer voltaje a un primer electrodo y al menos a un tercer electrodo y un segundo voltaje a al menos un segundo electrodo, estando colocado dicho segundo electrodo entre el primer electrodo y el tercer electrodo. La diferencia entre el primer voltaje y el segundo voltaje puede ser de al menos un voltaje ionizante.

El dispositivo de mejora de aerodinámica puede comprender una pluralidad de parejas de electrodos que comprenden al menos un primer electrodo y un segundo electrodo cada una. La disposición de una primera pareja de electrodos puede diferir de la disposición de una segunda pareja de electrodos.

La distancia entre el primer electrodo y el segundo electrodo puede ser diferente en dos parejas de electrodos diferentes.

La forma del primer electrodo y/o el segundo electrodo puede ser diferente en dos parejas de electrodos diferentes.

A ángulos de ataque elevados de la aeronave, el dispositivo de mejora de aerodinámica puede adaptarse para aplicar un voltaje antipérdida al primer grupo de electrodos. De hecho, un primer grupo de electrodos que se colocan en el borde delantero a ángulos de ataque bajos está funcionalmente en el extradós a ángulos de ataque más elevados. De este modo, su función puede ser de antiformación de hielo o deshielo a ángulos de ataque bajos y de retrasar la separación de la capa límite a ángulos de ataque más elevados.

Un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención también puede comprender un tercer grupo de electrodos. El tercer grupo de electrodos puede tener la función de crear perturbaciones de flujo con un patrón espacial específico, de manera que las inestabilidades de flujo que crecen en una capa límite laminar se amortigüen y, por lo tanto, la transición de régimen laminar a turbulento en dicha capa límite se retrase espacialmente a lo largo de la superficie aerodinámica, trayendo una reducción correspondiente arrastre de fricción en la superficie aerodinámica. El tercer grupo de electrodos puede colocarse detrás del segundo grupo de electrodos.

La forma y disposición de al menos uno del primer electrodo y el segundo electrodo pueden adaptarse para generar descargas de plasma con una disposición espacial predeterminada. La disposición de los electrodos puede adaptarse para controlar la evolución de la capa límite y, en particular, el punto de separación de la capa límite de la superficie aerodinámica. La disposición espacial de las descargas de plasma puede adaptarse según características de la aeronave, tal como su velocidad de crucero, la forma de sus alas, etc.

El primer electrodo y/o el segundo electrodo pueden tener una forma alargada. Los electrodos pueden ser alargados a lo largo de la envergadura de un ala, de un plano de cola horizontal o de un plano de cola vertical. En particular, pueden tener forma de banda, con un espesor reducido comparado con su anchura y una anchura reducida comparada con su longitud.

El primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar dispuestos paralelos entre sí.

Al menos uno del segundo electrodo puede comprender al menos una punta hacia el primer electrodo. La punta puede tener diferentes formas posibles, tal como un dedo, un triángulo, un rectángulo, etc.

El segundo electrodo puede tener una forma de peine.

Las puntas del segundo electrodo pueden ser los puntos más próximos del segundo electrodo al primer electrodo. La geometría del segundo electrodo puede permitir así controlar la ubicación exacta de formación del plasma de aire. En particular, un segundo electrodo que tiene una o más puntas hacia el primer electrodo permitirá la formación local de plasma de aire entre el primer electrodo y la(s) punta(s) del segundo electrodo.

La distancia entre dos puntas sucesivas puede ser no uniforme a lo largo de un electrodo y así a lo largo de una envergadura. Las funciones de los electrodos pueden así adaptarse a la porción de la superficie aerodinámica de la aeronave en la que están situados. Por ejemplo, una porción de un ala puede acumular más o menos hielo en su base o en su extremo o la aglomeración de hielo en una porción del ala puede tener más o menos impacto en la aerodinámica de la aeronave.

En algunas realizaciones, tanto el primer electrodo como el segundo electrodo pueden comprender cada uno al menos una punta. La forma del primer electrodo y del segundo electrodo puede influir en la ubicación de la generación de plasma. Con el primer electrodo y el segundo electrodo dispuestos para comprender porciones en las que están más próximos entre sí que en otras porciones, se puede predeterminar la ubicación del plasma de aire generado tras la aplicación de un voltaje ionizante. En particular, el primer electrodo y/o el segundo electrodo que comprenden puntas orientadas entre sí permiten predeterminar puntos o trayectorias específicas en las que se generará un plasma de aire.

El primer electrodo puede tener una forma de peine.

La(s) punta(s) del primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar orientadas entre sí.

Alternativamente, las puntas del primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar orientadas en la misma dirección, alejadas del otro electrodo.

El primer electrodo y el segundo electrodo también pueden comprender puntas orientadas entre sí y otras puntas alejadas del otro electrodo y/o pueden comprender puntas enfrentadas entre sí y otras puntas desplazadas a lo largo de la envergadura de la superficie aerodinámica.

Las puntas del primer electrodo y el segundo electrodo pueden estar enfrentadas. Las puntas alineadas permiten que el plasma fluya en la misma dirección que la dirección del flujo de aire cuando la aeronave está volando. Tal disposición permite excitar la capa límite laminar de tal manera que amortigüe las llamadas inestabilidades de "flujo cruzado" que son responsables de la transición de una capa límite laminar a una capa límite turbulenta, permitiendo así reducir el arrastre de fricción. Las puntas del primer electrodo y el segundo electrodo pueden desplazarse, por ejemplo, desplazadas a lo largo de una envergadura de una superficie de sustentación o control. Por ejemplo, un primer electrodo con forma de peine y un segundo electrodo con forma de peine pueden estar imbricados con puntas entre sí. Las puntas del segundo electrodo pueden así estar separadas de las puntas del primer electrodo por una distancia a lo largo de la envergadura para generar corrientes de plasma a lo largo de la envergadura. Las puntas desplazadas permiten que el plasma fluya en una dirección que tiene un componente no nulo ortogonal a la dirección del flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica cuando la aeronave está volando. Tal disposición permite retrasar la transición y separación de la capa límite a lo largo de la superficie aerodinámica creando perturbaciones locales específicas en el flujo de aire.

En particular, la disposición de las puntas de un primer electrodo y/o un segundo electrodo puede diferir de una primera pareja de electrodos a una segunda pareja de electrodos. La distancia entre dos puntas sucesivas de un primer electrodo y/o un segundo electrodo puede diferir entre una primera pareja de electrodos y una segunda pareja de electrodos.

La invención también se extiende a un método para detectar la presencia de hielo en una superficie aerodinámica de una aeronave según la reivindicación 10.

En tal método uno o más de los electrodos pueden no estar eléctricamente aislados de la superficie aerodinámica. Al menos uno de los electrodos puede estar al menos parcialmente expuesto al aire circundante de la superficie aerodinámica.

En realizaciones particulares de la invención, en un método para detectar la presencia de hielo en una superficie aerodinámica de una aeronave, los electrodos están eléctricamente aislados de la superficie aerodinámica.

En particular, este método comprende detectar un cambio en la permitividad eléctrica entre los dos electrodos con respecto a un valor de permitividad de referencia.

En un método según la invención, al menos uno de los dos electrodos también puede formar al menos parte de la superficie aerodinámica. En tales realizaciones, el electrodo está así expuesto al menos parcialmente al aire circundante de la superficie aerodinámica.

El voltaje de permitividad se elige para permitir la medición de una permitividad eléctrica entre los dos electrodos. Más particularmente, el voltaje de permitividad se elige para permitir la medición de una permitividad en una trayectoria entre los dos electrodos, fuera de la superficie aerodinámica. El voltaje de permitividad puede ser, por ejemplo, de aproximadamente 128 V, muy por debajo del voltaje ionizante, de manera que no aparezca plasma en el aire.

La medición es intermitente. Los electrodos se pueden utilizar, entonces, para funciones antihielo o deshielo a voltaje más elevado durante los períodos en los que no se llevan a cabo mediciones.

La detección de un cambio en la permitividad puede llevarse a cabo, por ejemplo, comparando un valor medido o calculado con un valor o conjunto de valores anterior. También se puede llevar a cabo comparando un valor medido con un valor umbral almacenado representativo de la presencia de hielo. El valor umbral almacenado puede, por ejemplo, haberse obtenido experimentalmente para un componente específico de una aeronave con una disposición específica de electrodos, voltaje, materiales, etc.

El valor utilizado para detectar un cambio en la permitividad puede ser un valor de una medición de intensidad de corriente que circula en los electrodos cuando se aplica el voltaje de permitividad. Puede ser, alternativamente o en combinación, un valor obtenido por una medición de una diferencia de fase entre el voltaje de permitividad aplicado y la corriente de permitividad medida. Puede ser cualquier otro valor alternativo de una medición y/o un cálculo al menos parcialmente basado en una medición.

En un método para detectar la presencia de hielo según la invención, el voltaje de permitividad se aplica intermitentemente entre los electrodos.

En un método para detectar la presencia de hielo según la invención, el voltaje de permitividad puede estar intermitentemente entre los electrodos y comprende, además, entre dos aplicaciones sucesivas del voltaje de permitividad a los electrodos, una etapa de aplicar una señal de voltaje de al menos un voltaje predeterminado, llamado voltaje ionizante, adaptado para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica

El voltaje ionizante tiene un valor mucho más elevado que el valor del voltaje de permitividad. Por lo tanto, se debe desconectar un dispositivo de detección de hielo de los electrodos cuando se aplica el voltaje ionizante o un voltaje más elevado a los electrodos, con el fin de proteger el dispositivo de detección de hielo. Por lo tanto, un método según la invención alterna entre la aplicación de un voltaje de permitividad simultáneamente con la activación de un dispositivo de detección de hielo que permite la medición de una permitividad de un entorno directamente sobre la superficie aerodinámica y permite así la detección de la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica y la aplicación de un voltaje ionizante que permita evitar o limitar la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica, así como deshelar la superficie aerodinámica.

La invención proporciona una solución para limitar la formación de hielo y deshielo de una superficie aerodinámica de una aeronave que comprende aplicar una señal de voltaje de al menos un voltaje predeterminado, llamado voltaje ionizante, entre dos electrodos eléctricamente aislados entre sí, dispuestos por debajo de la superficie aerodinámica y aislados eléctricamente de la superficie aerodinámica, estando adaptado dicho voltaje ionizante para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica.

En particular, el método incluye aplicar una señal de voltaje con al menos un valor de al menos el voltaje ionizante.

El método comprende, particularmente, aplicar una señal de voltaje entre un primer electrodo y un segundo electrodo, estando el segundo electrodo aislado eléctricamente del primer electrodo, estando dispuestos el primer electrodo y el segundo electrodo por debajo de la superficie aerodinámica, estando cada electrodo aislado eléctricamente de la superficie aerodinámica.

Cada electrodo está eléctricamente aislado del aire circundante de la superficie aerodinámica por al menos una capa de un material eléctricamente aislante. Dicho material eléctricamente aislante es un material sólido. El material eléctricamente aislante puede ser, por ejemplo, un material sintético, tal como un polímero, por ejemplo, un poliuretano. La invención también proporciona una solución para retrasar la separación de una capa límite de un flujo de aire en una superficie aerodinámica de una aeronave que comprende aplicar una señal de voltaje de al menos un voltaje predeterminado, llamado voltaje ionizante, entre dos electrodos eléctricamente aislados entre sí, dispuestos por debajo de la superficie aerodinámica y aislados eléctricamente de la superficie aerodinámica, estando adaptado dicho voltaje ionizante para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica.

En particular, el método incluye aplicar una señal de voltaje con al menos un valor de al menos el voltaje ionizante. Para retrasar la separación de una capa límite, la invención también puede comprender aplicar un voltaje de al menos el voltaje ionizante a al menos uno del primer electrodo y el segundo electrodo a una frecuencia predeterminada, llamada frecuencia ionizante.

La frecuencia ionizante es la frecuencia de la señal de voltaje aplicada por el generador de voltaje entre el primer electrodo y el segundo electrodo.

La frecuencia ionizante puede depender de la velocidad de la aeronave.

La frecuencia ionizante puede depender del ángulo de ataque de la aeronave. Más particularmente, la frecuencia ionizante puede depender del ángulo de ataque de una parte de la aeronave, tal como, por ejemplo, un ala o un plano de cola horizontal.

Así, se puede controlar de manera más precisa el control de una capa límite de un flujo de aire a lo largo de una superficie aerodinámica de la aeronave. Así, la separación de una capa límite puede retrasarse de una manera adaptativa y muy eficaz, dependiendo de la situación aerodinámica de la aeronave.

De manera similar, el control de la separación de una capa límite puede comprender la activación o desactivación de un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención.

Un método para retrasar la separación de una capa límite de un flujo de aire en una superficie aerodinámica de una aeronave según la invención puede consistir, en particular, en aplicar un voltaje ionizante entre dos electrodos, de manera que se cree un flujo de iones (o corriente de plasma) en una dirección que comprende al menos un componente no nulo ortogonal a un flujo aerodinámico de aire a lo largo de la superficie aerodinámica. En particular, el método está adaptado para aplicar un voltaje ionizante entre dos electrodos dispuestos para formar un flujo local de iones de aire en una dirección ortogonal a un flujo de aire debido al desplazamiento de la superficie aerodinámica en el aire.

Algunas realizaciones de ejemplo específicas y aspectos de la invención se describen en la siguiente descripción con referencia a las figuras que se acompañan.

La figura 1 es una representación esquemática de una sección transversal de una porción de un ala de una aeronave según la invención.

La figura 2 es una representación de un plano de cola horizontal de una aeronave según la invención. La figura 3 es una representación en perspectiva de una sección de un plano de cola horizontal de una aeronave según la invención.

La figura 4 es una representación en sección transversal del borde delantero de un ala de una aeronave según la invención.

La figura 5 es una representación en perspectiva de una aeronave según la invención.

En la figura 1 se representa una porción de un ala 8. Comprende una capa estructural 25 que soporta las cargas del ala. La capa estructural 25 forma una parte del revestimiento del ala 8 y comprende una superficie exterior que proporciona una forma exterior del ala. Comprende, además, una capa eléctricamente aislante 29 en la superficie exterior de la capa estructural 25 con la función de prevenir la conexión eléctrica entre los electrodos 27 y 28 a través de la capa estructural 25. La capa estructural puede comprender, por ejemplo, un polímero reforzado con fibra de carbono.

Comprende una capa adicional externa antierosión y eléctricamente aislante 26 sobre la capa eléctricamente aislante 29. La capa antierosión 26 está adaptada para ser resistente a la erosión, en particular, la erosión del aire, arena y agua, sin dejar de ser ligera.

La superficie exterior de la capa antierosión 26 forma la superficie aerodinámica 6 del ala 8.

La capa antierosión 26 también es eléctricamente aislante. El material de la capa antierosión 26 se elige beneficiosamente de los materiales eléctricamente aislantes. La capa antierosión 26 puede estar hecha de un polímero, tal como, por ejemplo, un poliuretano.

Se pueden añadir capa(s) adicional(es) (no representado) de pintura o tratamientos de superficie a la capa antierosión 26.

La aeronave de la que se representa esquemáticamente una parte en la figura 1 comprende un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención.

El dispositivo de mejora de aerodinámica comprende un primer electrodo 27 y un segundo electrodo 28. Tanto el primer electrodo 27 como el segundo electrodo 28 están incrustados en la capa antierosión 26. Así, el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 están separados y aislados eléctricamente de la superficie aerodinámica 6 por una porción de la capa antierosión 26. El primer electrodo 27 y un segundo electrodo 28 no están expuestos al entorno de la aeronave y no forman parte de la superficie aerodinámica 6.

El primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 están separados entre sí por un espacio 12 adaptado para garantizar un aislamiento eléctrico suficiente entre el primer electrodo y el segundo electrodo. Si el material elegido como capa antierosión 26 no fuera suficientemente aislante eléctricamente o si se redujera la distancia entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28, se puede insertar una fina capa de material elevadamente aislante eléctricamente en la capa antierosión. 26 entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28.

El dispositivo de mejora de aerodinámica también comprende un generador de voltaje 30. El generador de voltaje 30 comprende un generador de funciones 16 y un amplificador de voltaje 17. El generador de funciones 16 suministra una señal de voltaje. La señal de voltaje puede ser de cualquier clase. En algunas realizaciones, la señal de voltaje puede ser una señal periódica. La frecuencia de la señal periódica puede ser constante o puede depender de otros parámetros.

El dispositivo de mejora de aerodinámica también comprende un controlador 15. El controlador 15 controla el generador de funciones 16. En particular, puede activar o desactivar el generador de funciones 16. El controlador 15 también puede proporcionar instrucciones al generador de funciones 16. El controlador 15 proporciona instrucciones para controlar la señal de voltaje emitida por el generador de funciones 16. El generador de funciones 16 está adaptado para, tras la recepción de instrucciones del controlador, suministrar una señal de voltaje de un tipo y/o amplitud y/o frecuencia predeterminados.

El controlador 15 puede tener funciones adicionales en la aeronave o puede estar dedicado específicamente a un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención.

El controlador 15 puede recibir, como entradas, datos representativos de múltiples parámetros relativos a la aeronave y/o su entorno, tales como, por ejemplo: permitividad eléctrica local, temperatura del aire exterior, higrometría exterior, velocidad relativa del aire de la aeronave, ángulo de ataque de la aeronave, etc.

La señal de voltaje suministrada por el generador de funciones 16 es amplificada por el amplificador de voltaje 17. El amplificador de voltaje 17 está conectado al primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 para suministrar una diferencia de voltaje entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28. El amplificador de voltaje 17 está adaptado para proveer el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 de una diferencia de voltaje de al menos un voltaje ionizante, adaptado para generar una corriente de plasma de aire sobre la superficie aerodinámica 6. El plasma de aire se genera sobre el espacio 12 entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 y crea una corriente de plasma local. El generador de voltaje puede adaptarse para proporcionar un voltaje de al menos 10 kV.

El dispositivo de mejora de aerodinámica también comprende un dispositivo de detección de hielo 20 adaptado para medir una permitividad eléctrica entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28. Estando el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 dispuestos fijamente en la capa antierosión 26, la variación de la permitividad entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 es indicativa de una variación de la permitividad del entorno externo sobre la superficie aerodinámica 6, debido a un cambio en las características locales del espacio entre los electrodos sobre la superficie aerodinámica, como se puede esperar cuando se aglomera hielo en la superficie.

El dispositivo de detección de hielo 20 está adaptado para emitir un voltaje de permitividad adaptado para medir una variación de la permitividad en el entorno directamente sobre la superficie aerodinámica 6. El dispositivo de detección de hielo 20 está conectado al primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 para poder aplicar el voltaje de permitividad entre el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28.

Se coloca un aislador 19 entre el dispositivo de detección de hielo 20 y el primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28 para desconectar el dispositivo de detección de hielo 20 del primer electrodo 27 y el segundo electrodo 28. El controlador 15 está adaptado para controlar el aislador 19. El controlador 15 está adaptado para desconectar el aislador 19 cuando el generador de voltaje 30 está activado y para conectar el aislador 19 cuando el generador de voltaje 30 está desactivado. El dispositivo de detección de hielo 20 está así protegido de los elevados voltajes suministrados por el generador de voltaje 30.

En la figura 2 se representa una superficie de la cola de una aeronave. Los elementos de un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención están representados en uno del plano de cola horizontal 9.

El plano de cola horizontal 9 comprende:

• un primer grupo 21 de electrodos colocados por debajo de la superficie aerodinámica 6, en un borde delantero del plano de cola horizontal 9,

• un segundo grupo 22 de electrodos colocados por debajo de la superficie aerodinámica 6, detrás del borde delantero, en una porción anterior del extradós del plano de cola horizontal 9,

• un tercer grupo 23 de electrodos colocados por debajo, detrás del segundo grupo 22 de electrodos, en una porción anterior del extradós del plano de cola horizontal 9.

Similar a la realización de la figura 1, los electrodos del primer grupo 21, segundo grupo 22 y tercer grupo 23 pueden estar incrustados en una capa antierosión, tal como una capa de poliuretano, por ejemplo.

Los tres grupos 21,22, 23 también están representados con más detalles en la figura 3.

El primer grupo 21 de electrodos se coloca en un borde delantero del plano de cola horizontal 9. La función principal del primer grupo 21 de electrodos es generar descargas de plasma en el borde delantero para limitar la aglomeración de hielo y deshelar la superficie aerodinámica 6 del plano de cola horizontal 9 en el borde delantero. La limitación de la aglomeración de hielo y el deshielo se produce por el calentamiento local y los choques supersónicos provocados por las descargas de plasma a lo largo de los electrodos del primer grupo 21.

Los electrodos del primer grupo 21 son alargados. Están dispuestos en una dirección en el sentido de la envergadura del borde delantero. Algunos electrodos pueden extenderse a lo largo de la mayor parte de la longitud del borde delantero, mientras otros pueden tener una longitud más corta y concentrarse hacia la punta del plano de cola horizontal 9, como se representa en la figura 2.

Los electrodos del primer grupo 21 son lineales y tienen una sección transversal regular constante, de manera que no presentan puntas. Las descargas de plasma se producen así a lo largo de los electrodos.

El primer grupo 21 de electrodos comprende una pluralidad de electrodos. En particular, comprende más de dos electrodos. Los electrodos pueden ser alimentados alternativamente por un generador de voltaje con un primer voltaje y un segundo voltaje para mantener siempre un espacio de voltaje de al menos un voltaje ionizante entre dos electrodos sucesivos a lo largo de la superficie aerodinámica.

Al menos uno de los electrodos del primer grupo 21 puede estar conectado eléctricamente al plano de tierra de la aeronave. Solo el otro electrodo debe proveerse de voltaje ionizante.

Alternativamente, cada electrodo puede estar a un voltaje diferente, eligiéndose cada voltaje de manera que el espacio de voltaje entre dos electrodos sucesivos sea al menos de un voltaje ionizante. Por ejemplo, el electrodo más cercano al borde delantero puede ser un primer voltaje; es adyacente a un segundo voltaje obtenido sumando el voltaje ionizante mínimo al primer voltaje; un tercer electrodo adyacente al segundo electrodo a un tercer voltaje obtenido sumando el voltaje ionizante mínimo al segundo voltaje; etc.

Los electrodos pueden proveerse de un voltaje variable, tal como, por ejemplo, una señal de voltaje periódica. Los voltajes provistos a un primer electrodo y a un segundo electrodo pueden tener una diferencia de fase entre ellos.

El primer grupo 21 de electrodos puede estar conectado adicionalmente a un detector de permitividad para detectar la presencia de hielo en el borde delantero de la superficie aerodinámica. Un controlador puede alternar la alimentación del primer grupo 21 de electrodos por el detector de permitividad y por el generador de voltaje.

El segundo grupo 22 de electrodos se coloca en una porción anterior de un extradós del plano de cola horizontal 9. La función principal del segundo grupo 21 de electrodos es generar descargas de plasma sobre la superficie aerodinámica 6 en el borde delantero del plano de cola horizontal 9. Estas descargas de plasma pueden crear perturbaciones locales en un flujo de aire alrededor del plano de cola horizontal 9, de manera que se pueda aumentar el ángulo de pérdida del plano de cola horizontal 9. Por lo tanto, con un dispositivo según la invención se consiguen ángulos de ataque más elevados.

En la realización presentada, el segundo grupo 22 de electrodos comprende dos electrodos. Están dispuestos en una dirección en el sentido de la envergadura del borde delantero. Estos electrodos pueden extenderse a lo largo de la mayor parte de la longitud del borde delantero.

Los electrodos del segundo grupo 22 comprenden cada uno puntas 222. Las puntas 222 están dispuestas lateralmente a lo largo de la longitud de los electrodos. Las puntas 222 están orientadas a lo largo de la misma dirección y todas hacia el borde delantero. Los electrodos del segundo grupo 22 tienen una forma de peine con puntas lineales.

Las puntas 222 crean ubicaciones precisas en las que los dos electrodos del segundo grupo 22 están más cerca entre sí, de manera que la generación de plasma se ubica en ubicaciones muy precisas en la superficie aerodinámica 6. Esto permite la emisión de un patrón de corrientes de plasma. La distancia entre las puntas 222 se puede elegir según condiciones predeterminadas. Por ejemplo, la distancia puede elegirse para retrasar de manera óptima la transición de la capa límite a lo largo del plano de cola horizontal 9 a una velocidad y ángulo de ataque dados. La distancia y los patrones de las puntas pueden tener una frecuencia espacial sintonizada a una frecuencia de ondas inestables de flujo cruzado en el flujo de aire sobre la superficie aerodinámica 6 a la velocidad de crucero de la aeronave.

La distancia entre puntas puede variar a lo largo del tramo del borde delantero, de manera que la densidad de descargas de plasma obtenidas también puede variar a lo largo del tramo. Así, un dispositivo de mejora de aerodinámica según la invención puede adaptarse a un flujo de aire diferente a lo largo del fuselaje y en una punta de un ala o un plano de cola.

Es más, el electrodo trasero 212 situado en la parte trasera del primer grupo 21 y el electrodo anterior del segundo grupo 22 pueden proveerse por el generador de voltaje, de manera que el espacio de voltaje entre ellos sea de al menos el voltaje ionizante. Así, se puede obtener una segunda línea de corrientes de plasma locales sobre los espacios entre el electrodo trasero 212 del primer grupo y las puntas 222 del electrodo anterior del segundo grupo 22.

El tercer grupo 23 de electrodos se coloca en una porción anterior de un extradós del plano de cola horizontal 9, detrás del segundo grupo 22 de electrodos. La función principal del tercer grupo 23 de electrodos es generar descargas de plasma sobre la superficie aerodinámica 6 en la parte frontal del extradós del plano de cola horizontal 9. Estas descargas de plasma pueden crear perturbaciones locales en un flujo de aire alrededor del plano de cola horizontal 9, de manera que la separación de una capa límite se retrasa espacialmente a lo largo del plano de cola horizontal 9, hacia el borde posterior del plano de cola horizontal 9, de manera que el arrastre del plano de cola horizontal 9 se reduce, incluso a ángulos de ataque bajos. Estas descargas de plasma pueden inyectar impulso en el flujo de aire creando pequeños vórtices locales o perturbaciones en el flujo de aire sobre el extradós del plano de cola horizontal 9.

En la realización representada, el tercer grupo 23 comprende cuatro electrodos. El voltaje ionizante entre dos electrodos sucesivos se puede obtener de diferentes maneras, tal como se explica en conexión con el primer grupo de electrodos.

Los electrodos del tercer grupo 23 comprenden cada uno puntas 233. Las puntas 233 están dispuestas lateralmente a lo largo de la longitud de los electrodos. Las puntas 233 están orientadas a lo largo de la misma dirección y todas hacia el borde delantero. Las puntas 233 de los electrodos del tercer grupo 23 tienen una forma triangular.

Otras características de las puntas 222 de los electrodos del segundo grupo 22 también pueden aplicarse a las puntas 233 de los electrodos del tercer grupo 23.

Es más, el electrodo trasero del segundo grupo 22 puede proveerse por el generador de voltaje, de manera que su espacio de voltaje con el electrodo anterior del tercer grupo 23 sea de al menos un voltaje ionizante.

Al menos un electrodo del tercer grupo 23 está conectado eléctricamente a un dispositivo de protección de caída de rayos que comprende una malla metálica 13 integrada en una punta 14 del plano de cola horizontal 9. La propia punta 14 puede comprender una o más partes metálicas conectadas a la malla 13 y/o a un electrodo del tercer grupo 23. Dicho electrodo del tercer grupo 23 también está conectado eléctricamente en su otro extremo a un plano de tierra eléctrico de la aeronave para conducir cargas eléctricas de la punta del ala hasta el plano de tierra eléctrico de la aeronave, en particular, en caso de caída de rayos. Al menos uno de los electrodos del tercer grupo 23 forma así una tira de enlace que conecta las mallas metálicas 13 de protección de caída de rayos y los componentes metálicos de la punta 14 con el plano de tierra de la aeronave.

En la figura 4 se representa en sección transversal otra realización de la presente invención instalada en un ala. De manera similar a la de la figura 1, comprende una capa estructural 25 y una capa antierosión 26 en la que los electrodos 27, 28 están incrustados y aislados de la superficie aerodinámica 6.

En esta realización, una pluralidad de dichos primer electrodo 27 y segundo electrodo 28 se alternan del borde delantero hasta la porción anterior de cualquier superficie del ala.

En la figura 5 se representa una aeronave que comprende un dispositivo de mejora de aerodinámica que comprende electrodos:

• en un plano de cola horizontal, como se describe en relación con la figura 2 y

• en un ala.

La aeronave puede comprender beneficiosamente electrodos en el ala opuesta y el plano de cola horizontal, así como en el plano de cola vertical o las góndolas del motor, que no están representados en la figura 5.

La invención no se limita a las realizaciones específicas divulgadas en el presente documento como ejemplos. En particular, cualquier ejemplo dado en relación con un ala o un plano de cola horizontal puede aplicarse a cualquier otra superficie de sustentación o control y, más generalmente, a cualquier superficie aerodinámica, de una aeronave.

Claims (11)

REIVINDICACIONES

1. Aeronave (5) que comprende:

- una superficie aerodinámica (6) adaptada para estar expuesta a un flujo de aire,

- al menos un dispositivo de mejora de aerodinámica que comprende:

• al menos un primer electrodo (27) incrustado por debajo de la superficie aerodinámica (6) y separado de la superficie aerodinámica (6) por al menos una capa de un material eléctricamente aislante (26),

• al menos un segundo electrodo (28), aislado eléctricamente del primer electrodo (27),

• al menos una capa de un material eléctricamente aislante (26) entre el segundo electrodo (28) y la superficie aerodinámica (6),

• un generador de voltaje (30), conectado al primer electrodo (27) y al segundo electrodo (28) y adaptado para aplicar una señal de voltaje entre el primer electrodo (27) y el segundo electrodo (28), de al menos un voltaje predeterminado, llamado voltaje ionizante, adaptado para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica,

caracterizada por quecomprende, además, un dispositivo de detección de hielo adaptado para:

- aplicar una señal de voltaje predeterminado, llamado voltaje de permitividad, entre el primer electrodo (27) y el segundo electrodo (28),

- medir una corriente eléctrica, llamada corriente de permitividad, entre dicho primer electrodo y dicho segundo electrodo,

- calcular un valor de permitividad representativo de una permitividad eléctrica entre dicho primer electrodo y dicho segundo electrodo, basándose en la corriente de permitividad tras la aplicación del voltaje de permitividad entre dicho primer electrodo y dicho segundo electrodo.

2. Aeronave según la reivindicación 1,caracterizada por que, además, el dispositivo de mejora de aerodinámica comprende:

- un primer grupo (21) de electrodos, que comprende el primer y el segundo electrodos, incrustados por debajo de la superficie aerodinámica (6), adaptados y dispuestos para limitar la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica (6) tras la aplicación del voltaje ionizante entre el primer electrodo y el segundo electrodo,

- un segundo grupo (22) de electrodos, que comprende el primer y el segundo electrodos, incrustados por debajo de la superficie aerodinámica (6), adaptados y dispuestos para crear perturbaciones locales en un flujo de aire a lo largo de la superficie aerodinámica (6) tras la aplicación del voltaje ionizante entre el primer electrodo y el segundo electrodo.

3. Aeronave según la reivindicación 2,caracterizada por que, además, el generador de voltaje (30) está adaptado para aplicar una primera señal de voltaje, llamado voltaje de deshielo, al primer grupo de electrodos y una segunda señal de voltaje, llamado voltaje antipérdida, diferente de dicho voltaje de deshielo, al segundo grupo de electrodos.

4. Aeronave según la reivindicación 3,caracterizada por que, además, a ángulos de ataque elevados de la aeronave, el generador de voltaje (30) está adaptado para aplicar un voltaje antipérdida al primer grupo de electrodos.

5. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 4,caracterizada por que, además, el primer grupo de electrodos está incrustado en un borde delantero de un ala, de un plano de cola horizontal o de un plano de cola vertical.

6. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 5,caracterizada por que, además, el segundo grupo de electrodos está incrustado en una porción anterior de un extradós de un ala o de un plano de cola horizontal.

7. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 2 a 6,caracterizada por que, además, comprende un tercer grupo de electrodos colocado detrás del segundo grupo de electrodos.

8. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7,caracterizada por que, además:

- comprende un dispositivo de protección de caída de rayos que comprende una protección eléctricamente conductora adaptada para conducir las cargas eléctricas recibidas por la aeronave en caso de caída de rayos,

- al menos uno del primer electrodo (27) y el segundo electrodo (28) es parte del dispositivo de protección de caída de rayos.

9. Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8,caracterizada por que, además, el segundo electrodo (28) comprende al menos una punta (222, 233) hacia el primer electrodo (27).

10. Método para detectar la presencia de hielo en una superficie aerodinámica (6) de una aeronave (5) que comprende:

- aplicar una señal de voltaje predeterminado, llamado voltaje de permitividad, entre dos electrodos (27, 28) eléctricamente aislados entre sí, dispuestos por debajo de la superficie aerodinámica (6),

- medir una respuesta en corriente entre los dos electrodos (27, 28),

- detectar un cambio en la permitividad eléctrica entre los dos electrodos (27, 28),

caracterizado por que:

- el voltaje de permitividad se aplica intermitentemente entre los electrodos (27, 28),

- comprende, además, entre dos aplicaciones sucesivas del voltaje de permitividad a los electrodos, una etapa de aplicar una señal de voltaje de al menos un voltaje predeterminado, llamado voltaje ionizante, adaptado para ionizar el aire sobre la superficie aerodinámica (6).

11. Método según la reivindicación 10, en el que el voltaje ionizante está adaptado para limitar la aglomeración de hielo en la superficie aerodinámica (6).