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.

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....

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.