Avión accionado, en particular un avión diseñado como ala volante y/o con signatura de radar baja.

Avión con un cuerpo de fuselaje y cuerpo de alas de sustentación (12),

con grupo moto propulsor de turbina (20) y con al menos un paso de la circulación de accionamiento (16), que se extiende desde una entrada de aire (18) dirigida en la superficie del cuerpo (14) hacia delante (+x) pasando por el grupo moto propulsor de turbina (20) a través del cuerpo (12) hacia una tobera de empuje (22) que desemboca en la superficie del cuerpo (14) hacia atrás (-x), caracterizado por que al menos una parte del grupo moto propulsor de turbina (20), en particular todo el grupo moto propulsor de turbina (20), está dispuesto, considerado en la dirección de vuelo (+x) del avión (10), delante de la entrada de aire (18) y el paso de la circulación de accionamiento (16) presenta secciones de curvatura (24, 28) configuradas y dispuestas de manera adecuada a tal fin.

Avión accionado, en particular un avión diseñado como ala volante y/o con signatura de radar baja

La presente invención se refiere a un avión accionado de acuerdo con el preámbulo de la reivindicación 1, por lo tanto, con un cuerpo de fuselaje y cuerpo de ala de soporte, con un moto propulsor de turbina y al menos un paso de la circulación de accionamiento, que se extiende desde una entrada de aire dirigida en la superficie del cuerpo hacia delante pasando por el moto propulsor de turbina a través del cuerpo hacia una tobera de empuja que desemboca en la superficie del cuerpo hacia atrás.

Como ejemplos de tales aviones del tipo Indicado anteriormente se mencionan aquí el bombardero de largo alcance estratégico "Northrop B-2 Spirit" (figura 1) así como los aviones de combate experimentales no tripulados (en Inglés: unmanned combat air vehicle, UCAV) "Boeing X-45" (figura 2) y "Northrop Grumman X-47 Pegasus (Figura 3). Las designaciones de aviones mencionadas anteriormente y las representaciones (figuras 1 a 3) han sido encontradas en Internet en una búsqueda realizada en Mayo de 21.

Tales aviones se conocen, además, a partir de las publicaciones de patente WO 26/49553 A1, FR 2 888 211 A1 y WO 26/49555 A1.

Estos aviones mencionados solamente a modo de ejemplo anteriormente tienen en común que éstos presentan dos particularidades que están relacionadas entre sí, a saber, por una parte, una configuración de la forma más o menos "minimalista" de un cuerpo de fuselaje y de ales de sustentación (que corresponde al llamado principio de ala volante) y, por otra parte, una signatura de radar baja.

Una signatura de radar baja, que es equivalente con una probabilidad baja de una detección del avión por medio de radar se puede realizar o bien requerir, por ejemplo a través de pinturas absorbentes de energía, obturaciones conductoras de energía de junturas del revestimiento exterior, menos trampillas de mantenimiento y más grandes en lugar de muchas trampillas de mantenimiento pequeñas, alojamiento de cargas en cajas interiores en lugar de cargas exteriores y otras medidas.

En particular, un avión, que solamente debe presentar una signatura de radar extremadamente baja, debe presentar una geometría exterior muy sencilla con una prevención o bien alineación selectiva de superficies y cantos del cuerpo. Las superficies dispuestas de forma desfavorable, como por ejemplo superficies alineadas de estabilizadores laterales verticales provocan tanta re-dispersión del radar que no se puede alcanzar ya una signatura extremadamente baja. Por este motivo, con respecto a una signatura de radar baja resulta una ventaja excelente con una configuración de la forma del cuerpo del fuselaje y del cuerpo de las alas de sustentación, que sigue al menos aproximadamente el principio de ala volante y, por lo tanto, no posee un fuselaje especialmente característico o bien una transición continua entre el fuselaje y las alas de sustentación.

Una geometría básica especialmente favorable en lo que se refiere a la signatura parece ser una configuración delta sencilla con una flecha determinada de los cantos traseros, que no posee un fuselaje característico y, a ser posible, debería ser desplegable. En efecto, también se contempla un canto trasero con puntas, como por ejemplo en un cuerpo con alas de sustentación en la llamada configuración Lambda (ver, por ejemplo, las figuras 1 y 2). No obstante, en una configuración Lambda de este tipo resulta ya un cierto empeoramiento con respecto a la signatura de radar. Para la consecución de una signatura de radar extremadamente reducida, una configuración en delta sencilla (ver por ejemplo la figura 3) es una solución esencialmente mejorada.

La configuración de la forma o bien la geometría de base explicada anteriormente y ventajosa, aunque no indispensable, para la consecución de una signatura de radar baja, del cuerpo del avión (en particular, por ejemplo, del tipo que se muestra en la figura 3) posee la mayoría de las veces el inconveniente agravante de propiedades de vuelo empeoradas hasta un comportamiento de vuelo aerodinámicamente inestable. El motivo de ello es que en estas configuraciones del cuerpo, el llamado punto neutro aerodinámico, considerado en la dirección de vuelo, se encuentra relativamente muy adelantado. Teniendo en cuenta el requerimiento de que el centro de gravedad de la masa del avión debe estar, por lo tanto, de la misma manera relativamente muy adelantado, es difícil aprovechar bien el volumen (que está disponible en una medida suficiente sobre todo en la zona trasera) del cuerpo del avión, porque las zonas delanteras se deberían rellenar, a ser posible, con componentes de alta densidad (como por ejemplo (grupo(s) moto propulsores), caja(s) de armamento, equipo, depósito(s) de combustible, etc.), en cambio las zonas traseras deberían llenarse con componentes de densidad más reducida (como por ejemplo, conductos de aire, tubos de toberas, etc.). Sin embargo, en la práctica, esto no es posible tan fácilmente, por que para ello en la zona delantera del cuerpo está disponible muy poco espacio y los componentes individuales no se pueden distribuir, evidentemente, de manera totalmente discrecional en el cuerpo.

Un problema especial que se plantea, por lo tanto a este respecto, resulta en los aviones conocidos del tipo mencionado al principio con respecto al accionamiento por medio de un paso de la circulación de accionamiento que se extiende partiendo desde una entrada de aire pasando por un moto propulsor de turbina a través del cuerpo hacia

una tobera de empuje.

En los aviones conocidos, uno o varios de estos pasos de la circulación de accionamiento se extienden en contra de la dirección del vuelo a través del cuerpo del avión. Cuando ahora el grupo moto propulsor (relativamente denso) se dispone relativamente muy adelantado por los motivos mencionados anteriormente, entonces de manera correspondiente la entrada de aire se encuentra de la misma manera relativamente muy adelantada, lo que, sin embargo, es extraordinariamente perjudicial para una signatura de radar baja. Con respecto a una signatura de radar baja, las entradas de aire que se encuentran adelantadas son a este respecto un componente altamente problemático, puesto que las cavidades formadas con ello tienden a irradiar de nuevo ondas de radar incidente en una relación de dimensiones muy amplia. Una "mirada de radar lanzada" desde delante sobre el grupo moto propulsor es, por lo tanto, también crítica, por que los componentes giratorios del grupo moto propulsor conducen a una modulación de la señal de radar reflejada y de esta manera pueden posibilitar un reconocimiento del avión (junto con la identificación del tipo de avión).

Otro problema inherente de las entradas de aire es que éstas generan bajo á ángulos de desplazamiento una fuerza lateral, que depende de la forma de la entrada y del caudal de masas del paso de la circulación de accionamiento que se conecta a continuación. En particular, las entradas de aire montadas relativamente muy adelantadas generan de esta manera en el vuelo de desplazamiento un momento de guiñada que desestabiliza el avión, que debe compensarse de alguna manera y puede conducir especialmente en el caso de ausencia de un estabilizador lateral a problemas agravantes con respecto a la estabilidad del vuelo.

Un cometido de la presente invención, en un avión del tipo mencionado al principio, es posibilitar una libertad de configuración mayor con respecto a la configuración de la forma del cuerpo, en particular un cuerpo a modo de un ala volante con propiedades de vuelo mejoradas frente a los aviones conocidos, y/o conseguir una reducción de la signatura del radar del avión.

El aparato de vuelo de acuerdo con la invención se caracteriza por que al menos una parte del grupo moto propulsor de turbina, en particular todo el grupo moto propulsor de turbina, está dispuesto, considerado en la dirección de vuelo del avión, delante de la entrada de aire y el paso de la circulación de accionamiento presenta secciones de curvatura configuradas y dispuestas de manera adecuada a tal fin.

La idea básica de la invención consiste en anular la disposición relativa convencional de la entrada de aire y el grupo moto propulsor de turbina y "desacoplar" las posiciones de estos componentes entre sí. Frente a los aviones convencionales, en el avión de acuerdo con la invención, el grupo moto propulsor de turbina está desplazado hacia delante y/o la entrada de aire está desplazada hacia atrás.

De esta manera, de forma ventajosa se puede desplazar el centro de gravedad de la masa del avión hacia delante, lo que eleva la estabilidad de vuelo (o bien reduce la inestabilidad de vuelo) en particular para un... [Seguir leyendo]

1.- Avión con un cuerpo de fuselaje y cuerpo de alas de sustentación (12), con grupo moto propulsor de turbina (2) y con al menos un paso de la circulación de accionamiento (16), que se extiende desde una entrada de aire (18) dirigida en la superficie del cuerpo (14) hacia delante (+x) pasando por el grupo moto propulsor de turbina (2) a través del cuerpo (12) hacia una tobera de empuje (22) que desemboca en la superficie del cuerpo (14) hacia atrás (-x), caracterizado por que al menos una parte del grupo moto propulsor de turbina (2), en particular todo el grupo moto propulsor de turbina (2), está dispuesto, considerado en la dirección de vuelo (+x) del avión (1), delante de la entrada de aire (18) y el paso de la circulación de accionamiento (16) presenta secciones de curvatura (24, 28) configuradas y dispuestas de manera adecuada a tal fin.

2.- Avión de acuerdo con la reivindicación 1, en el que la entrada de aire (18), considerada en la dirección de vuelo, está dispuesta detrás del centro de gravedad de la masa (M) del avión (1) y/o detrás del centro de gravedad geométrico de la superficie (G) del contorno del cuerpo (12) considerado desde arriba.

3.- Avión de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que la boca de la entrada de aire (18) está limitada sobre su lado exterior desde una zona del cuerpo (12) que se estrecha cónicamente hacia delante y que termina, por ejemplo, en punta.

4.- Avión de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que el paso de la circulación de accionamiento (16) está configurado, al menos en parte, doble, simétricamente a un plano medio longitudinal vertical (12).

5.- Avión de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que el paso de la circulación de accionamiento (16) comprende:

una primera sección de curvatura (24) que se conecta en la entrada de aire (18) para la desviación de la circulación,

una primera sección longitudinal (26), que se conecta en la primera sección de curvatura (24) y que se extiende en la dirección de vuelo (+x), para la conducción de la circulación,

una segunda sección de curvatura (28), que se conecta en la primera sección longitudinal (26), para la desviación de la circulación, y

una segunda sección longitudinal (3) que se conecta en la segunda sección de curvatura (28) y que se extiende en contra de la dirección del vuelo (-x), para la conducción de la circulación.

6 - Avión de acuerdo con la reivindicación 5, en el que la primera sección longitudinal (26) contiene el grupo moto

propulsor de turbina (2).

7 - Avión de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que al menos una parte del grupo moto propulsor de turbina (2), en particular todo el grupo moto propulsor de turbina (2), considerado en la dirección de flujo (+x), está dispuesto delante del centro de gravedad de la masa (M) del avión y/o delante del centro de gravedad geométrico de la superficie (G) del contorno del cuerpo (12) considerado desde arriba.

8.- Avión de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que al menos una de las secciones de curvatura (24, 28) presenta una primera zona de desarrollo para la desviación de la circulación alrededor de un primer ángulo determinado y una segunda zona de desarrollo, que se conecta directamente en ella, con dirección de la curvatura opuesta para la desviación de la circulación alrededor de un segundo ángulo, que es menor que el primer ángulo.