CONFIGURACION OPTIMIZADA DE MOTORES DE AERONAVE.

Configuración optimizada de motores de aeronaves.Configuración de motores (3) de aeronave situados en la parte trasera del fuselaje (2) de dicha aeronave,

estando los motores (3) unidos de forma fija por unos pilones (5) a la estructura de la aeronave, comprendiendo dicha estructura un cajón de torsión (14) que atraviesa el fuselaje (2) y sirve de unión de los pilones (5), comprendiendo el fuselaje (2) una abertura (4) que permite el paso de los pilones (5) de cogida de los motores (3), comprendiendo además dicha configuración una zona de pivotaje (8), un actuador (7) y un herraje (6) a través del cual se une el actuador (7) a los pilones (5) y al cajón de torsión (14) de la aeronave, de tal forma que el conjunto formado por el actuador (7) y el herraje (6) permiten el balanceado del conjunto pilón (5) y motor (3) de la aeronave a través de la zona de pivotaje (8), consiguiéndose así un empuje vectorial de la aeronave controlable y óptimo para cada fase de vuelo

Configuración optimizada de motores de aeronave.

Campo de la invención

La presente invención se refiere a una configuración de motores de propulsión de grandes aeronaves de uso civil, y más particularmente de aeronaves que incorporan una configuración de motores unidos al fuselaje trasero, que permite optimizar los motores en varias condiciones de vuelo, principalmente en despegue y en crucero.

Antecedentes de la invención

Son bien conocidos los beneficios que acarrea el disponer de unos motores que generen empuje vectorial, o empuje direccionable. En los últimos tiempos se han venido desarrollando sistemas que permiten obtener y controlar el vector de empuje de los motores fundamentados principalmente en dos tipos de actuación; bien a través del desvío selectivo de los gases de escape del motor y/o del aire del ventilador de derivación mediante elementos mecánicos direccionables dentro de las toberas (ver por ejemplo ES2010586), bien a través del área variable de los gases de escape sin la modificación del ángulo del vector de empuje de los motores. Todos estos mecanismos en mayor o menor medida añaden complejidad tanto a la configuración de las toberas como a los sistemas de control de las mismas, lo que lleva a desestimar en muchos de los nuevos modelos de aeronaves su empleo dado que el ratio entre los beneficios que acarrearía su utilización y los gastos y problemas asociados que conlleva el hecho de que estén ubicados en un elemento tan complejo y de vital seguridad en una aeronave como son sus sistemas propulsores, no resulta positivo.

Como se describe en el documento US6938408B2, la tecnología del empuje vectorial ha obtenido resultados muy satisfactorios en la aeronáutica militar. Desde el empleo demostrado en aviones militares para regímenes de vuelo a baja velocidad o con elevados ángulos de ataque, así como su ensayo a elevadas altitudes y velocidades medias-altas con el fin de reducir la resistencia en vuelo de crucero. Definiendo la estabilidad de un avión como las fuerzas y momentos generados para recuperar la posición de equilibrio cuando se está fuera del mismo, cuanto mayor sea la estabilidad de una aeronave menor será la maniobrabilidad de la misma, es decir, menor será la capacidad de las superficies de control de sacar del equilibrio al aparato. Es por tanto que el empleo de sistemas que añaden controlabilidad al avión como es el empuje direccionado de los motores se haya utilizado sobretodo en la aviación militar donde su aplicabilidad no ha lugar dudas dada su naturaleza de configuración en la que prima la maniobrabilidad o controlabilidad de la aeronave. Pero este mismo sistema, al igual que ocurre con el resto de superficies aerodinámicas y de control del avión, que puede contribuir a que la aeronave se desvíe de su punto de equilibrio, puede aplicarse de idéntica manera al hecho contrario, es decir, que contribuya a la estabilidad longitudinal estática y dinámica de la aeronave.

El uso de sistemas de empuje vectorial en aviación comercial se entiende también desde el punto de vista de la eficiencia energética de las aeronaves. Es sabido que para que una aeronave tenga estabilidad longitudinal su Centro de Gravedad (CG) debe hallarse a una cierta distancia determinada para cada régimen de vuelo respecto al Centro Aerodinámico de Presiones (CP). Los aviones se diseñan de tal modo que, el momento de picado que produce el hecho de que CG se encuentre adelantado respecto a CP sea contrarestado con el momento producido por el estabilizador horizontal de cola. Si conseguimos a través de la direccionabilidad de los gases de escape contribuir a la estabilidad de la aeronave, podremos diseñar aviones en el que el área del conjunto de cola sea menor y trabaje con ángulos de ataque menores, creando, por tanto, menos resistencia aerodinámica. El hecho de reducir la resistencia aerodinámica y el peso estructural, tiene implícito un gasto menor de energía propulsora, y por consecuencia una mejora de la eficiencia energética.

Diversos estudios realizados ponen también de relieve la mejora en todos los regímenes de vuelo el hecho de optimizar el ángulo de empuje vectorial. Uno de los estudios fundamentales en el diseño de un avión es el ángulo de inclinación de los motores respecto a la horizontal del fuselaje. La inclinación óptima depende de las características del avión así como del régimen de vuelo. Desde el punto de vista de los efectos que produce sobre el ala, un ángulo de empuje positivo contribuye a que los requerimientos de sustentación del ala sean menores, aunque lleva implícito una leve reducción de la componente horizontal del empuje. La iniciativa de desarrollar un sistema de empuje variable adquiere sentido con el hecho de que en cada régimen de vuelo el ángulo óptimo de empuje varía. La controlabilidad de esta variable en vuelo ayuda a reducir la velocidad y la distancia en el despegue, a conseguir alcanzar mayor altura con el mismo nivel de propulsión en la fase de ascenso, mínima propulsión en régimen de crucero, mejor rango de planeo en el descenso y la reducción de la velocidad final de aproximación y, como consecuencia, de la distancia de aterrizaje.

Los beneficios que acarrea el uso de un empuje vectorial se describen de igual modo en documentos conocidos en la técnica que buscan una solución viable para su utilización, lo que contrasta con su aplicabilidad posterior en diseños reales de aeronaves. El propósito de la presente invención no es sólo desarrollar un sistema que proporcione empuje vectorial en la aeronave, sino además que este sistema sea aplicable. El principal problema que plantean los sistemas patentados hasta la actualidad es la complejidad que añade su utilización en vuelo. Así, el gran número de elementos móviles que aportan estos sistemas a las toberas de los motores supone que su uso conlleve un gasto excesivo de mantenimiento que asegure el buen funcionamiento del sistema. Otros de los sistemas conocidos añaden una gran complejidad a los sistemas de control de vuelo, lo que hace que el tiempo empleado en su operatividad óptima no redunde en la mejora del comportamiento global de la aeronave en el que pretenden influir pero del cual no son determinantes.

La presente invención viene a ofrecer una solución a los problemas anteriormente mencionados.

Sumario de la invención

Así, la presente invención se refiere a un sistema que proporciona un basculado en motores de propulsión de grandes aeronaves de uso civil, y más particularmente un sistema que puede ser utilizado en aquellas aeronaves que incorporan una configuración de motores unidos al fuselaje trasero. El uso de esta invención permite optimizar las actuaciones en despegue, ascenso, crucero y aterrizaje, a la vez que se mejora la seguridad en vuelo y se reduce la velocidad mínima de despegue y aterrizaje.

La invención desarrolla un sistema que no afecta al diseño de los motores y se fundamenta en el sistema desarrollado y utilizado en todas las aeronaves comerciales en fase de construcción en la actualidad, es decir, aporta una solución análoga al trimado o balanceado del estabilizador horizontal de cola tanto en configuración como en control, lo que asegura su viabilidad.

La invención se orienta de forma particular hacia un diseño de avión donde su beneficio relativo es mayor, es decir, una configuración de aeronave cuyos motores se encuentran situados en la parte trasera del fuselaje. El hecho de variar la posición de los motores implica el movimiento de los pilones, ya que son estructuras intrínsecamente unidas. El momento de cabeceo que se consigue con la direccionalidad de los gases de escape se ve incrementado con la sustentación producida por los pilones. La suma de estos dos efectos es relativamente mayor para una configuración de aeronave con motores situados en la zona trasera del fuselaje, ya que se encuentran más alejados del centro de gravedad que si estuviesen unidos, por ejemplo, al conjunto alar. De esta manera, la reducción de peso del conjunto de cola como consecuencia del efecto producido por el empuje vectorial es relativamente mayor, lo cual contribuye a una mejora en la eficiencia energética.

El objetivo de esta invención es montar los motores de la aeronave en la parte trasera del fuselaje con un dispositivo que permita variar el ángulo de incidencia de los pilones y, como consecuencia, la dirección del empuje de los motores. Esta variación permite producir un momento de cabeceo en la aeronave. El tener un control adicional para generar momento de cabeceo permite optimizar el motor en varias condiciones de vuelo,...

1. Configuración de motores (3) de aeronave situados en la parte trasera del fuselaje (2) de dicha aeronave, estando los motores (3) unidos de forma fija por unos pilones (5) a la estructura de la aeronave, comprendiendo dicha estructura un cajón de torsión (14) que atraviesa el fuselaje (2) y sirve de unión de los pilones (5), caracterizada porque el fuselaje (2) comprende una abertura (4) que permite el paso de los pilones (5) de cogida de los motores (3), comprendiendo además dicha configuración una zona de pivotaje (8), un actuador (7) y un herraje (6) a través del cual se une el actuador (7) a los pilones (5) y al cajón de torsión (14) de la aeronave, de tal forma que el conjunto formado por el actuador (7) y el herraje (6) permiten el balanceado del conjunto pilón (5) y motor (3) de la aeronave a través de la zona de pivotaje (8), consiguiéndose así un empuje vectorial de la aeronave controlable y óptimo para cada fase de vuelo.

2. Configuración de motores (3) de aeronave según la reivindicación 1 caracterizada porque la zona de pivotaje (8) comprende unos herrajes simétricos (11) unidos de forma fija al cajón de torsión (14) de la aeronave y unos herrajes simétricos (12) unidos de forma fija a la cuaderna (9) de la aeronave, dando lugar el acoplamiento de los citados herrajes (11, 12) a un eje de pivotaje (10).

3. Configuración de motores (3) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1-2 caracterizada porque el actuador (7) se encuentra en la perpendicular del eje longitudinal de la aeronave.

4. Configuración de motores (3) de aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque el cajón de torsión (14) se encuentra en un plano horizontal a la perpendicular del eje longitudinal de la aeronave, unido a la cuaderna (9) a través de los herrajes (11, 12) que dan lugar a la zona de pivotaje (8), de tal forma que la componente del empuje de la aeronave se desvíe angularmente dentro de planos paralelos al vertical de la aeronave.

5. Configuración de motores (3) de aeronave según la reivindicación 3 caracterizada porque el cajón de torsión (14) se encuentra en un plano paralelo a la perpendicular del eje longitudinal de la aeronave, unido a la cuaderna (9) a través de los herrajes (11, 12) que dan lugar a la zona de pivotaje (8), de tal forma que la componente del empuje de la aeronave se desvíe angularmente dentro de planos paralelos al vertical de la aeronave.

6. Configuración de motores (3) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque el actuador (7) es del tipo actuador de tornillo sinfín.

7. Configuración de motores (3) de aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizada porque los pilones (5), que tienen una unión fija con los motores (3) de la aeronave, están unidos entre sí a través de la estructura formada por sus cuadernas (13) y el cajón de torsión (14), de tal forma que todos estos elementos forman entre sí un sólido rígido.