ENTRADA DE AIRE PARA LA GONDOLA DE UN MOTOR A REACCION DE AVION COMERCIAL.

Entrada de aire para la góndola (2) de un motor de reacción de avión comercial,

cuya entrada de aire tiene su eje (M-M) confundido con el de dicho motor y presentando la forma de un labio anular (1) el cual comporta: - una superficie aerodinámica anular externa (3) que se une a la superficie externa (4E) de dicha góndola (2); - una superficie aerodinámica anular interna (5) que se une a la superficie interna (4I) de dicha góndola (2) y que canaliza el aire hacia dicho motor, comportando dicha superficie aerodinámica anular interna (5) un cuello anular (6) y que forma al menos en parte un difusor para dicho motor; y - un borde de ataque anular plano (7) formado en la unión de dichas superficies aerodinámicas anulares externa (3) e interna (5), de modo que cualquier sección de dicho labio anular (1) por un plano diametral P(zeta) que forma un ángulo en relación con el plano diametral vertical (V-V) de dicha entrada de aire comporta un perfil externo, un perfil interno, un cuello y un borde de ataque que corresponden respectivamente a las estelas, en dicho plano diametral, dichas superficies aerodinámicas externa (3) e interna (5), del cuello y de dicho borde de ataque anulares, siendo dicha entrada de aire simétrica en relación con dicho plano diametral vertical (V-V) y siendo del tipo en bisel con la parte inferior (1I)de dicho labio (1) adelantado en relación con la parte superior (1S) de éste y dicho borde de ataque anular (7) inclinado en relación con dicho eje (M-M), estando la inclinación de dicho borde de ataque anular (7) definida, en dicho plano diametral vertical (V-V), por el ángulo de scarf Sc entre la estela del plano de dicho borde de ataque (7) y la dirección (8) perpendicular a dicho eje y estando definida cada sección de dicho labio anular (1) por dicho plano diametral P(Zeta) por: - el coeficiente de contracción CR(zeta), que es igual al cuadrado de la relación de la distancia E(zeta) del borde de ataque en dicho eje y la distancia C(zeta) del cuello en dicho eje; - la distancia a(zeta), paralelamente a dicho eje, entre el cuello y el borde de ataque; - la distancia b(zeta), perpendicularmente a dicho eje, entre el cuello y el borde de ataque; y - la relación r(zeta) = a(zeta)/b(zeta); teniendo el coeficiente de contracción CR(zeta) y esta relación r(zeta) respectivamente los valores de base CRb y rb para dichas secciones horizontales de dicho labio (1), para los cuales Zeta = 90º, caracterizado porque: - el coeficiente de contracción CR(0) de la sección vertical superior S(0) es igual a CR(0) = CRb + a1 x Sc, expresión en la cual a1 es una constante, - la relación r(0) de la sección vertical superior es igual a: r(0) = rb + a2 x Sc, expresión en la cual a2 es una constante, - el coeficiente de contracción CR(zeta) de la sección superior S(zeta) del labio (1) por dicho plano diametral P(zeta) que forma el ángulo zeta con el plano vertical cumple la ecuación: CR(zeta) = CRb + [CR(0) - CRb] x cos zeta; y - la relación r(zeta) de dicha sección superior S(zeta) del labio (1) por dicho plano diametral P(zeta) que forma el ángulo zeta con el plano vertical cumple la ecuación: r(zeta) = rb + [r(O) - rb] x cos zeta

Tipo: Resumen de patente/invención.

Solicitante: AIRBUS FRANCE.

Nacionalidad solicitante: Francia.

Dirección: 316 ROUTE DE BAYONNE,31060 TOULOUSE.

Inventor/es: SURPLY, THIERRY, PRAT, DAMIEN, GAGNAIRE, BENOIT.

Fecha de Publicación: 1 de Abril de 2007.

Fecha Concesión Europea: 26 de Julio de 2006.

Clasificación Internacional de Patentes:

B64D33/02 TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES. › B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA. › B64D EQUIPAMIENTO INTERIOR O ACOPLABLE A AERONAVES; TRAJES DE VUELO; PARACAIDAS; DISPOSICIONES O MONTAJE DE GRUPOS MOTORES O DE TRANSMISIONES DE PROPULSION EN AERONAVES. › B64D 33/00 Disposición en las aeronaves de partes de los grupos motores, o auxiliares, no previstos en otro lugar. › de tomas de aire de combustión (tomas de aire para motores de propulsión a chorro o turbinas de gas en sí F02C 7/04; tomas de aire para motores de combustión en general F02M 35/00).

Clasificación PCT:

B64D33/02 B64D 33/00 […] › de tomas de aire de combustión (tomas de aire para motores de propulsión a chorro o turbinas de gas en sí F02C 7/04; tomas de aire para motores de combustión en general F02M 35/00).
F02C7/045 MECANICA; ILUMINACION; CALEFACCION; ARMAMENTO; VOLADURA. › F02 MOTORES DE COMBUSTION; PLANTAS MOTRICES DE GASES CALIENTES O DE PRODUCTOS DE COMBUSTION. › F02C PLANTAS MOTRICES DE TURBINAS DE GAS; TOMAS DE AIRE PARA PLANTAS DE PROPULSION A REACCION; CONTROL DE LA ALIMENTACION DE COMBUSTIBLE EN PLANTAS DE PROPULSION A REACCION QUE CONSUMEN AIRE (estructura de turbinas F01D; plantas de propulsión a reacción F02K; estructura de compresores o ventiladores F04; aparatos de combustión en los que la combustión tiene lugar en un lecho fluidizado de combustible u otras partículas F23C 10/00; elaboración de productos de combustión a alta presión o gran velocidad F23R; utilización de turbinas de gas en plantas de refrigeración por compresión F25B 11/00; utilización de turbinas de gas en vehículos, véanse las clases apropiadas relativas a vehículos). › F02C 7/00 Características, partes constitutivas, detalles o accesorios, no cubiertos por, o con un interés distinto que, los grupos F02C 1/00 - F02C 6/00; Tomas de aire para plantas motrices de propulsión a reacción (control F02C 9/00). › que están provistas para eliminar el ruido.

Patentes similares o relacionadas:

Sistema de careta de admisión supersónica, del 1 de Abril de 2020, de THE BOEING COMPANY: Una admisión del motor para un funcionamiento eficiente tanto en vuelo subsónico como supersónico, en donde la admisión tiene una abertura de careta […]

Aeronaves con una superficie de fuselaje variable para la optimización de la capa límite, del 30 de Octubre de 2019, de AIRBUS OPERATIONS, S.L: Aeronave que comprende un sistema de propulsión formado por motores (13a, 13b) dispuestos en una ubicación en la aeronave para, en uso, […]

Ensamblaje de moldeo por compresión y métodos para moldear una puerta bloqueadora termoplástica, del 16 de Octubre de 2019, de THE BOEING COMPANY: Un ensamblaje de moldeo por compresión para moldear un núcleo de panal de una puerta bloqueadora, en donde el núcleo […]

Sistema y método para controlar un campo de presión alrededor de un avión en vuelo, del 11 de Septiembre de 2019, de Gulfstream Aerospace Corporation: Un sistema para controlar un campo de presión alrededor de un avión en vuelo, comprendiendo el sistema: una pluralidad de […]

Borde de ataque blindado y procedimiento de fabricación del mismo, del 3 de Julio de 2019, de AIRBUS OPERATIONS, S.L: Una superficie aerodinámica para una aeronave, que comprende: - una caja de torsión con un larguero delantero , y - una sección […]

Barquilla para un motor de una aeronave con sistema de deshielo que utiliza un fluido de dos fases, del 6 de Junio de 2019, de Leonardo S.p.A: Barquilla para motor, para un motor de una aeronave, que comprende una carcasa tubular abierta por sus extremos axiales, con una pared interna y una pared […]

Sistema de propulsión que usa generadores de torbellinos a gran escala para la redistribución de flujo y avión supersónico equipado con el sistema de propulsión, del 10 de Abril de 2019, de Gulfstream Aerospace Corporation: Un sistema de propulsión para un avión supersónico, comprendiendo el sistema de propulsión: un motor ; una superficie de compresión dispuesta aguas arriba del […]

Entrada de compresión isentrópica para aviones supersónicos, del 20 de Febrero de 2019, de Gulfstream Aerospace Corporation: Un método de desaceleración de un flujo supersónico para un sistema de propulsión supersónica; comprendiendo el método: hacer volar […]