Entrada doble de aire de un reactor.

Un conjunto de admisión para un motor (18) de propulsión a chorro de una aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas,

pudiendo montarse dicho conjunto de admisión del motor sobre un miembro de sustentación sustancialmente ininterrumpido de dicha aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas, que comprende: una primera entrada (48) de aire que está posicionada, en general, dentro de la capa límite que circula en torno a dicho miembro de sustentación de la aeronave; un primer paso (46) que interconecta en relación de circulación de fluido dicha primera entrada de aire y una sección de derivación (22) del motor de propulsión de chorro; una segunda entrada (56) de aire que está posicionada en general fuera de dicha capa límite; y un segundo paso (44) que interconecta en relación de circulación de fluido dicha segunda entrada de aire y una sección (24) de turbina del motor de propulsión a chorro, en el que dicha primera entrada es generalmente rectangular, pudiendo situarse dicha primera entrada de aire en posición generalmente al ras con dicha superficie exterior de la aeronave; y dicha segunda entrada de aire es generalmente semicircular, estando dicha segunda entrada de aire posicionada en general en relación de superposición con dicha primera entrada de aire.

Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E02075713.

Solicitante: THE BOEING COMPANY.

Nacionalidad solicitante: Estados Unidos de América.

Dirección: 100 NORTH RIVERSIDE PLAZA CHICAGO, IL 60606-2016 ESTADOS UNIDOS DE AMERICA.

Inventor/es: SEIDEL,GERHARD E.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • B64D33/02 SECCION B — 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).
  • F02C7/04 SECCION F — 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). › Tomas de aire para plantas motrices de turbinas de gas o plantas de propulsión a reacción.
  • F02K1/38 F02 […] › F02K PLANTAS MOTRICES DE PROPULSION A REACCION (disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción sobre vehículos de tierra o vehículos en general B60K; disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción en buques B63H; control de la posición de aeronaves, dirección del vuelo o de la altitud, por propulsión a reacción B64C; disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción en aeronaves B64D; instalaciones caracterizadas porque la potencia del fluido energético se divide entre propulsión a reacción y otra forma de propulsión, p. ej. a hélice, F02B, F02C; características de las instalaciones de propulsión a reacción comunes a las plantas de turbinas de gas o control de la alimentación de combustible en las instalaciones de propulsión a reacción que consumen aire F02C). › F02K 1/00 Plantas o instalaciones caracterizadas por la forma o disposición del conducto del chorro o tobera; Conductos de chorros o toberas particulares a este fin (toberas de cohetes F02K 9/97). › Introducción de aire dentro del chorro (F02K 1/28 tiene prioridad).
  • F02K3/04 F02K […] › F02K 3/00 Plantas o instalaciones que implican una turbina de gas accionando un compresor o un ventilador de flujo guiado. › incluyendo la instalación ventiladores guiados es decir, ventiladores de gran volumen, baja presión de salida, para aumentar el impulso del chorro, p. ej. del tipo de doble flujo.

Fragmento de la descripción:

Entrada doble de aire de un reactor.

El presente invento se refiere, en general, a un sistema de admisión para un motor de propulsión de turboventilador o de doble flujo y, más particularmente, a un sistema de admisión de un motor que es capaz de desviar por separado aire de la capa límite y aire de la corriente libre a un motor de propulsión de turboventilador.

En el diseño de las aeronaves convencionales, sus alas proporcionan sustentación aerodinámica y, además, soportan el peso del fuselaje. Los motores se acoplan, entonces, a las alas y/o al fuselaje para proporcionar empuje para propulsar a la aeronave.

Sin embargo, recientemente se han realizado desarrollos significativos en el diseño de aeronaves cuyo fuselaje se funde con las alas. En una aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas, el fuselaje y las alas se unen para formar una curva suave a lo largo del exterior de la aeronave, sin que exista una interconexión discreta entre el fuselaje y las alas. Con el fin de mantener la eficacia aerodinámica y las características de sustentación de una aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas, se ha determinado que una configuración en la que los motores estén montados a popa proporciona menos perturbaciones del flujo de aire sobre la superficie de fuselaje y alas, manteniendo por tanto la eficacia aerodinámica y las ventajas del diseño de fuselaje fundido con las alas.

La sustentación aerodinámica es el resultado del movimiento de un fluido (por ejemplo, aire) sobre la superficie del ala. De acuerdo con las leyes de la dinámica de fluidos, tal movimiento del fluido genera una capa límite entre una región de baja presión estática y una región de alta presión estática. De acuerdo con la actual tecnología del diseño alar, es preferible mantener esta capa límite unida a lo largo de la superficie de un ala con el fin de retrasar o evitar por completo la separación de flujo. Dicho retraso o la evitación de la separación del flujo mejora las características aerodinámicas de la superficie del ala, proporcionando por tanto un ala que ofrece menos resistencia en comparación con un ala con el campo de flujo separado.

Durante el vuelo, el aire de la capa límite que, típicamente, se forma a lo largo de las superficies de las alas y del fuselaje, fluye a baja velocidad y con baja presión estática. Dado que el aire con baja energía provoca un mal rendimiento del motor, algunas aeronaves han empleado algún tipo de sistema desviador de la capa límite para impedir que el aire de la capa límite entre en la admisión del motor.

Los presentes desviadores de capa límite requieren varios subsistemas o añaden tabiques para hacer que funcionen apropiadamente. Tales subsistemas y/o tabiques pueden incrementar el peso, el coste de producción, las complicaciones mecánicas y el coste de mantenimiento de la aeronave. Asimismo, los motores deberían montarse más arriba generando momentos de picado y un área bañada incrementada.

Por otra parte, en el caso de una aeronave con el fuselaje fundido con las alas, cuando los motores se montan, generalmente, al ras con el borde de salida del ala efectiva, la mezcla de aire de capa límite y de aire de corriente libre genera distorsiones en una admisión combinada. Es decir, simplemente el hecho de montar a popa los motores de una aeronave cuyo fuselaje se funde con el ala, puede dar lugar a una mala eficacia aerodinámica de la superficie efectiva del ala y puede originar un mal rendimiento de los motores debido a la admisión de aire de capa límite con baja energía.

El documento US-A-3.237.891 describe un conjunto de admisión para un motor de propulsión a chorro de una aeronave, cuyo conjunto de admisión del motor comprende una primera entrada de aire que está posicionada, en general, dentro de la circulación de la capa límite en torno a la superficie exterior de la aeronave; un primer paso que interconecta en relación de circulación de fluido dicha primera entrada de aire y el motor de propulsión a chorro; una segunda entrada de aire posicionada en general fuera de la citada capa límite; y un segundo paso que interconecta, en relación de circulación de fluido, dicha segunda entrada de aire y el motor de propulsión a chorro.

En consecuencia, en la técnica relevante existe la necesidad de proporcionar un sistema de admisión para un motor de propulsión de turboventilador que sea capaz de desviar por separado aire de la capa límite y aire de la corriente libre hacia un motor de propulsión turborreactor. Además, en la técnica relevante existe la necesidad de proporcionar un sistema de admisión para un motor, que sea capaz de conseguir una eficacia aerodinámica máxima de la superficie alar y, simultáneamente, conseguir un rendimiento máximo del motor de propulsión a chorro. Todavía, además, en la técnica relevante existe la necesidad de proporcionar un sistema de admisión para un motor que supere las desventajas de la técnica anterior.

El presente invento proporciona un conjunto de admisión para un motor de propulsión a chorro de una aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas, cuyo conjunto de admisión del motor puede montarse sobre un miembro de sustentación sustancialmente ininterrumpido de dicha aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas, que comprende una primera entrada de aire que está posicionada, en general, dentro de la capa límite que fluye en torno a dicho miembro de sustentación de la aeronave; un primer paso que interconecta, en relación de circulación de fluido, dicha primera entrada de aire y una sección de derivación del motor de propulsión a chorro; una segunda entrada de aire que está posicionada, en general, fuera de la citada capa límite; y un segundo paso que interconecta, en relación de circulación de fluido, dicha segunda entrada de aire y una sección de turbina del motor de propulsión a chorro, en el que dicha primera entrada de aire es generalmente rectangular, pudiendo posicionarse dicha primera entrada de aire, en general, al ras de dicha superficie exterior de la aeronave; y dicha segunda entrada de aire es, generalmente, semicircular, estando posicionada dicha segunda entrada de aire, en general, en relación de superpuesta con dicha primera entrada de aire.

Sumario del invento

Se proporciona una admisión doble de capa límite para un motor de propulsión de turboventilador de una aeronave que tiene una construcción ventajosa. La admisión del motor incluye una primera entrada de aire posicionada, en general, dentro de la capa límite de fluye en torno a la superficie exterior de la aeronave. Un primer paso interconecta, en relación de circulación de fluido, la primera entrada de aire y el motor de propulsión a chorro a fin de proporcionar aire de la capa límite a la derivación con el fin de reducir la resistencia aerodinámica. Una segunda entrada de aire está posicionada en general fuera de la capa límite. Este segundo paso interconecta, en relación de circulación de fluido, la segunda entrada de aire y el motor de propulsión de turboventilador para proporcionar aire de la corriente libre fuera de la capa límite al núcleo y al compresor del motor de turboventilador a fin de mantener el rendimiento del motor.

Otras áreas de aplicación del presente invento resultarán evidentes a partir de la descripción detallada que se ofrece en lo que sigue. Debe entenderse que la descripción detallada y los ejemplos específicos, si bien indican la realización preferida del invento, tienen únicamente fines ilustrativos y no están destinados a limitar el alcance del invento.

Breve descripción de los dibujos

El presente invento se comprenderá más completamente a partir de la descripción detallada y de los dibujos adjuntos, en los que:

la Fig. 1 es una vista en perspectiva que ilustra una aeronave cuyo fuselaje se funde con las alas, que emplea un sistema doble de admisión de capa límite para el motor de acuerdo con los principios del presente invento;

la Fig. 2 es una vista lateral agrandada, con partes en sección, que ilustra el sistema doble de admisión de capa límite para el motor; y

la Fig. 3 es una vista en perspectiva, agrandada, de las entradas del sistema doble de admisión de capa límite para el motor.

Descripción detallada de la realización preferida

La siguiente descripción de la realización preferida tiene, simplemente, naturaleza ilustrativa y de ningún modo está destinada a limitar el invento, su aplicación ni sus usos. Por ejemplo, el sistema...

 


Reivindicaciones:

1. Un conjunto de admisión para un motor (18) de propulsión a chorro de una aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas, pudiendo montarse dicho conjunto de admisión del motor sobre un miembro de sustentación sustancialmente ininterrumpido de dicha aeronave (10) cuyo fuselaje se funde con las alas, que comprende:

una primera entrada (48) de aire que está posicionada, en general, dentro de la capa límite que circula en torno a dicho miembro de sustentación de la aeronave;

un primer paso (46) que interconecta en relación de circulación de fluido dicha primera entrada de aire y una sección de derivación (22) del motor de propulsión de chorro;

una segunda entrada (56) de aire que está posicionada en general fuera de dicha capa límite; y

un segundo paso (44) que interconecta en relación de circulación de fluido dicha segunda entrada de aire y una sección (24) de turbina del motor de propulsión a chorro, en el que dicha primera entrada es generalmente rectangular, pudiendo situarse dicha primera entrada de aire en posición generalmente al ras con dicha superficie exterior de la aeronave; y dicha segunda entrada de aire es generalmente semicircular, estando dicha segunda entrada de aire posicionada en general en relación de superposición con dicha primera entrada de aire.

2. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con la reivindicación 1, en el que dicha primera entrada de aire coopera con el motor de propulsión a chorro para generar una presión reducida generalmente junto a dicho miembro de sustentación, cuya presión reducida favorece, en general, la unión de dicha capa límite a dicho miembro de sustentación con el fin de reducir la resistencia aerodinámica de la aeronave.

3. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con la reivindicación 1 o la reivindicación 2, en el que dicha segunda entrada de aire proporciona, en general, un flujo de aire sin obstrucciones al motor de propulsión a chorro.

4. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con la reivindicación 1, la reivindicación 2 o la reivindicación 3, en el que dicho segundo paso tiene, en general, forma de S.

5. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en el que dicho primer paso incluye un extremo de salida que está en comunicación de fluido con dicho motor de propulsión a chorro; y dicho segundo paso incluye un extremo de salida que está en comunicación de fluido con dicho motor de propulsión a chorro, estando posicionado dicho extremo de salida del citado segundo paso, en general, en relación concéntrica con dicho extremo de salida de dicho primer paso.

6. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-5, que comprende además:

un miembro de rejilla (61) montado en dicha primera entrada de aire para reducir al mínimo la entrada de humedad y de objetos extraños en dicho primer paso.

7. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-6, en el que:

dicho motor de chorro es un motor de chorro del tipo de turboventilador, que tiene un núcleo y un compresor y un ventilador;

dicho primer paso de entrada de aire está acoplado en comunicación de fluido entre dicha parte de dicha capa límite y dicho ventilador; y

dicho segundo paso de entrada de aire está acoplado en comunicación de fluido entre dicha corriente de aire fuera de la citada capa límite y dicho núcleo y dicho compresor, para proporcionar un flujo de aire en corriente libre a dicho núcleo y dicho compresor.

8. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con la reivindicación 7, en el que dicho ventilador genera una presión reducida dentro de dicho primer paso de entrada de aire para favorecer, en general el flujo unido de dicha capa límite fuera de dicho motor de chorro del tipo de turboventilador, para reducir la resistencia aerodinámica.

9. El conjunto de admisión para un motor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-8, en el que dicho motor de chorro está montado a popa.

10. Aeronave que comprende:

- un fuselaje que se funde con las alas;

- al menos un conjunto de admisión para el motor de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-9.


 

Patentes similares o relacionadas:

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 […]

Cubierta de compresor de motor de turbina con tope axial, del 11 de Enero de 2019, de Safran Helicopter Engines: Compresor centrífugo de un motor de turbina que comprende: - una cubierta que comprende un extremo aguas arriba (40a) y un extremo aguas abajo (100b), - un cárter […]

Control de una puerta de admisión para la puesta en marcha de un motor de turbina de gas, del 2 de Enero de 2019, de UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION: Un sistema de control de puerta de admisión de motor de turbina de gas que comprende: un actuador para abrir y cerrar una puerta […]

Carcasa de ventilador para un motor de avión, del 16 de Agosto de 2017, de FACC AG: Carcasa de ventilador para un motor de avión en la zona de su ventilador , con varias capas de material plástico reforzado con fibras, […]

Conjunto propulsivo para aeronave, del 22 de Febrero de 2017, de Société Lorraine de Construction Aéronautique: Procedimiento de detección de restos de citosina 5-metilada y 5-hidroximetilada en una muestra de ácido nucleico que comprende: a) replicación […]

Un elemento estructural de una toma de aire de un vehículo aéreo compuesto por un conjunto de pasos con una sección transversal hexagonal, del 28 de Diciembre de 2016, de BAE SYSTEMS PLC: Un vehículo aéreo que tiene un fuselaje; un motor de turbina de gas dispuesto en dicho fuselaje y que incluye una cara de entrada; un […]

Góndola de turborreactor, del 25 de Febrero de 2015, de AIRCELLE: Góndola de turborreactor que comprende: - una estructura externa que comprende un labio anular que delimita una entrada de aire […]

Conjunto propulsivo para aeronave, y estructura de entrada de aire para dicho conjunto, del 12 de Marzo de 2014, de AIRCELLE: Conjunto propulsivo para aeronave, que comprende: - una soplante que comprende un cárter de soplante cuya pared interior comprende un revestimiento […]

Otras patentes de THE BOEING COMPANY