Dispositivo de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave con conductos de fluido acodados.

Un reactor de aeronave, que comprende:

- una pared (30) que rodea un primer flujo de gas que se expulsa a un extremo aguas abajo (30a) de la paredsiguiendo un eje longitudinal (XX'),

un segundo flujo de gas que fluye al exterior de la pared en la dirección deexpulsión del primer flujo de gas.

- al menos un conducto (80) dispuesto en la periferia del extremo aguas abajo de la pared y que es capaz deexpulsar un chorro de fluido destinado a interactuar con el uno y/o el otro flujo de gas, el citado al menos unconducto (80) que comprende una parte terminal (82) provista en su extremo libre de un orificio de salida (84)por la que se expulsa el chorro de fluido,

caracterizado porque la parte terminal comprende sucesivamente una primera porción (86) de conductorectilíneo alineada siguiendo un eje conocido como mediano y una segunda porción (88) de conducto que formaun codo en relación a la parte rectilínea, la segunda porción que tiene un extremo libre provisto del orificio desalida y está suficientemente cerca del eje mediano (a1) de la primera parte de manera que confiere a la parteterminal una obstrucción reducida en la dirección de formación del codo, el orificio de salida no debería estar auna distancia del eje mediano que es superior a dos veces el valor del radio de la primera porción de conducto,la distancia que está tomada entre el eje y el centro del orificio.

Dispositivo de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave con conductos de fluido acodados 5 La invención es relativa a un reactor de aeronave según la reivindicación 1. De forma conocida, un reactor de aeronave se presenta bajo la forma de una góndola en el centro de la cual está colocada una turbo máquina. 10 Esta góndola está destinada a ser montada bajo el ala de una aeronave a través de un mástil de reactor. La turbo máquina está compuesta de un generador de gas que impulsa un sistema de soplado montado en el eje del generador de gas, aguas arriba de este último siguiendo la dirección longitudinal de la góndola del reactor.

El flujo de aire que atraviesa longitudinalmente la góndola penetra en parte en el generador de gas y participa en la combustión. Este flujo se llama flujo primario y es expulsado en la salida del generador.

La parte del flujo de aire que entra en la góndola y que no atraviesa el generador de gas es impulsado por el sistema de soplado. Este flujo, llamado flujo secundario, fluye en un paso anular, de forma concéntrica en relación al flujo primario. Este paso está formado entre una pared longitudinal externa (pared de góndola) y una pared longitudinal interna que rodea el generador de gas. El flujo secundario se expulsa de la góndola al extremo aguas abajo de la pared externa de la misma siguiendo la dirección notablemente longitudinal del reactor.

La pared interna que rodea el generador de gas define igualmente con una pieza longitudinal interna un paso anular por el que fluye el flujo primario. Este flujo se expulsa al extremo aguas abajo de la pared interna que rodea el generador de gas.

Durante las fases de despegue, el flujo de gas que se expulsa (flujo primario y secundario) adopta velocidades muy elevadas. A estas velocidades, el encuentro del flujo expulsado con el aire circundante, del mismo modo que el encuentro del flujo primario y del flujo secundario genera un ruido importante.

Se conoce a partir de la solicitud internacional WO2002/013243 un dispositivo fluídico de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave. Este dispositivo comprende varios pares de conductos que desembocan en la salida de una tobera del reactor que expulsa un chorro de propulsión y que están repartidos en la periferia de esta tobera.

Los conductos de cada par expulsan cada uno un chorro de aire y están dispuestos de forma convergente uno en relación al otro para generar en la salida un triángulo de interacción de los chorros de aire. El ángulo de convergencia de los conductos está comprendido entre 40 y 70º. 50 Por otro lado, los conductos están inclinados siguiendo un ángulo citado de penetración en dirección del eje longitudinal del reactor a lo largo del cual se expulsa el flujo de gas. Este ángulo permite a los chorros expulsados por los conductos penetrar al interior del flujo de gas que sale de la tobera del reactor.

Este ángulo corresponde, por ejemplo, a la inclinación en el eje longitudinal del borde de escape del extremo aguas abajo de la tobera, en la medida en que los conductos están dispuestos en su parte terminal a lo largo de este borde inclinado.

El documento FR 2 901 321 describe un procedimiento de homogeneización del aire a la salida del turbo reactor para reducir el ruido generado. Una góndola de reactor de aeronave comprende en una sección aguas abajo de la góndola varios difusores conectados a un conducto de distribución en aire, diseñados de manera que posean una forma adaptada a las líneas ajustadas de la cola de la góndola.

El documento <<Significant Improvements on Jet Noise Reduction by Chevron-Microject Combination (AIAA 20073598) >> describe la combinación de dos métodos de reducción de ruido que comprende, por una parte, micro conductos que emiten chorros de fluido y, por otra parte, cheurones mecánicos. Estos micro conductos se colocan siguiendo un ángulo de penetración de 60º en relación al eje longitudinal de la tobera.

El documento FR 2 892 152 describe un dispositivo que permite atenuar el ruido de emisión en un turbo motor. Los cárteres dispuestos en la periferia de la parte trasera de la envoltura de un sistema de soplado se comportan como conductos provistos de un orificio de salida. Las envolturas se disponen de forma que expulsan chorros paralelos entre ellos siguiendo un ángulo de resbalamiento formado con el eje longitudinal del sistema.

La Solicitante ha percibido sin embargo que aumentando el valor del ángulo de penetración los chorros interactúan más con el flujo de gas expulsado de la tobera, lo que contribuye a reducir más el ruido generado. Este efecto ha sido constatado especialmente para ángulos del orden de varias decenas de grados.

Sin embargo, la presencia del borde de escape biselado de la tobera (labio de salida) hace difícil la elección del ángulo de penetración y particularmente su crecimiento.

Sería por consiguiente interesante poder adaptar fácilmente el ángulo de penetración de los conductos a la aplicación deseada teniendo en cuenta las restricciones del entorno (por ejemplo: borde de escape biselado de la tobera) .

Además, cuando se desea integrar los conductos en el espesor de la pared de la tobera, es difícil seleccionar el ángulo de penetración que se desea teniendo en cuenta estas restricciones de integración.

Esto es tanto más cierto si se quiere reducir la obstrucción generada por los conductos.

Por otra parte, podría igualmente ser interesante disponer, en combinación con el extremo aguas abajo de la tobera de reactor, de una configuración de conducto que permita orientar el chorro que sale del conducto de forma controlada, en una dirección elegida, y mediante una obstrucción reducida.

La presente invención trata de remediar al menos uno de los inconvenientes citados previamente y/o alcanzar uno de los objetivos antes citados proponiendo un reactor de aeronave que comprende una pared circundante a un primer flujo de gas que se expulsa en un extremo aguas abajo de la pared siguiendo un eje longitudinal XX’, un segundo flujo de gas que fluye al exterior de la pared en la dirección de expulsión del primer flujo de gas, al menos un conducto dispuesto en la periferia del extremo aguas abajo de la pared y que es capaz para expulsar un chorro de fluido destinado a interactuar con uno y/o el otro flujo de gas, dicho al menos un conducto que comprende una parte terminal provista en su extremo libre de un orificio de salida para que se expulse el chorro de fluido, caracterizado porque la parte terminal comprende sucesivamente una primera porción de conducto rectilínea alineada siguiendo un eje llamado mediano y una segunda porción de conducto que forma un codo en relación a la porción rectilínea, la segunda porción que tiene un extremo libre provisto del orificio de salida y está lo suficientemente cerca del eje mediano de la primera porción de manera que confiere a la parte terminal una obstrucción reducida en la dirección de formación del codo.

La segunda parte que forma un codo de escasa extensión radial (transversal en relación al eje medio) permite dar fácilmente y de forma controlada al chorro de fluido procedente del orificio de salida la orientación deseada (ángulo efectivo de salida) a pesar de un espacio disponible de tamaño limitado.

Por otro lado, este codo corto formado en la parte terminal del o de los conductos permite controlar eficazmente el chorro de fluido que es expulsado. El codo asegura un guiado apropiado del chorro confiriendo distribuciones de velocidad a la salida del orificio que presentan velocidades máximas y un flujo paralelo.

El control sería en efecto menos eficaz si el codo se prolongase por una porción derecha en una distancia demasiado grande y, además, la obstrucción generada se viese aumentada.

Mediante el control de la distancia entre el orificio de salida y el eje mediano de la porción rectilínea se controla la obstrucción radial del o de los conductos.

Esto permite asociar fácilmente el o los conductos a la pared del reactor a pesar de numerosas restricciones penalizadoras (obstrucción, entorno …) .

El orificio de salida o la cara de salida del conducto que comprende este orificio no debe estar a una distancia del eje superior a dos veces el valor del radio de la primera porción (o de su mitad de ancho o mitad de alto) a fin de respetar una obstrucción razonable. La distancia se toma entre el eje y el centro del orificio.

Se señala que el segundo flujo de gas puede ser el aire circundante cuando el primer flujo es el flujo secundario o

corresponde al flujo secundario cuando el primer flujo es el flujo primario. Según una... [Seguir leyendo]

1. Un reactor de aeronave, que comprende:

- una pared (30) que rodea un primer flujo de gas que se expulsa a un extremo aguas abajo (30a) de la pared siguiendo un eje longitudinal (XX’) , un segundo flujo de gas que fluye al exterior de la pared en la dirección de expulsión del primer flujo de gas. -al menos un conducto (80) dispuesto en la periferia del extremo aguas abajo de la pared y que es capaz de expulsar un chorro de fluido destinado a interactuar con el uno y/o el otro flujo de gas, el citado al menos un conducto (80) que comprende una parte terminal (82) provista en su extremo libre de un orificio de salida (84) por la que se expulsa el chorro de fluido,

caracterizado porque la parte terminal comprende sucesivamente una primera porción (86) de conducto rectilíneo alineada siguiendo un eje conocido como mediano y una segunda porción (88) de conducto que forma

un codo en relación a la parte rectilínea, la segunda porción que tiene un extremo libre provisto del orificio de salida y está suficientemente cerca del eje mediano (a1) de la primera parte de manera que confiere a la parte terminal una obstrucción reducida en la dirección de formación del codo, el orificio de salida no debería estar a una distancia del eje mediano que es superior a dos veces el valor del radio de la primera porción de conducto, la distancia que está tomada entre el eje y el centro del orificio.

2. El reactor de aeronave según la reivindicación 1, caracterizado porque la segunda porción que forma un codo presenta una curvatura continua.

3. El reactor de aeronave según la reivindicación 1, caracterizado porque el codo está formado por una porción 25 derecha de conducto conectada a la porción rectilínea siguiendo un ángulo de conexión.

4. El reactor de aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque el orificio de salida está dispuesto en un plano que es notablemente tangente a la primera porción de conducto rectilíneo.

5. El reactor de aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque el citado al menos un conducto está dispuesto en el espesor de la pared del reactor.

6. El reactor de aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque la segunda porción que forma un codo confiere al citado al menos un conducto una inclinación en la dirección del eje longitudinal (XX’) del 35 reactor siguiendo un ángulo de penetración.

7. El reactor de aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque la segunda porción que forma un codo confiere al citado al menos un conducto una inclinación en relación al eje longitudinal (XX’) del reactor siguiendo un ángulo de resbalamiento.

8. El reactor de aeronave según las reivindicaciones 6 y 7, caracterizado porque la segunda porción que forma un codo confiere al citado al menos un conducto una doble inclinación según un ángulo de penetración y un ángulo de resbalamiento.

9. El reactor de aeronave según una de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque los conductos están asociados a los cheurones que confieren al extremo aguas abajo de la pared una forma dentada que comprende una sucesión de picos y valles.

10. Una aeronave caracterizada porque comprende un reactor de aeronave según una de las reivindicaciones 1 a

9.