Sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave.

Sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave que comprende una tobera del motor (31) que conduce el flujo de escape del motor (11) y un eductor (33) que recibe dicho flujo de escape del motor (11) y un flujo de ventilación del motor (13),

siendo el eductor (33) un conducto en el que tiene lugar la mezcla entre el flujo de escape del motor y el flujo de ventilación. configurado de modo que una parte de la energía del flujo de escape del motor es transferida al flujo de ventilación permitiendo una mejor ventilación del motor, teniendo la tobera del motor (31) una sección final (32) en contacto con dicho flujo de ventilación del motor (13) por su superficie radial exterior, teniendo el flujo de escape del motor (11) una baja helicidad cuando el motor opera en las condiciones de diseño y una alta helicidad cuando el motor opera fuera de las condiciones de diseño, caracterizado porque la tobera del motor (31) comprende una pluralidad de acondicionadores locales de flujo (41) que son aletas orientadas radialmente o aletas orientadas con una desviación angular predeterminada o variable con respecto a la orientación radial dispuestos en su superficie radial interior en dicha sección final (32) configurada para reducir la helicidad del flujo de escape del motor (11) a la salida de la tobera del motor (31), para producir una depresión adicional para mejorar los efectos de succión sobre el flujo de ventilación (13) y para facilitar la mezcla del flujo de escape del motor (11) y del flujo de ventilación (13) favoreciendo su evacuación a lo largo del eductor (33).

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DESCRIPCIÓN

Sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave Campo de la invención La presente invención se refiere a un sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave y, más en 5 particular, para un motor turbohélice o turboeje.

Antecedentes

Un típico motor turbohélice comprende un núcleo motor que incluye una sección de compresión, una cámara de combustión y una primera turbina en una relación serial de flujo y una turbina de potencia situada posteriormente a la primera turbina. El aire presurizado procedente de la sección de compresión se mezcla con combustible y se quema en la cámara de combustión para producir una corriente de gas de alta energía. La turbina de potencia extrae energía de la corriente de gas para accionar el propulsor. El motor también incluye una tobera que conduce este flujo fuera del motor.

En la técnica anterior se conocen sistemas de evacuación de flujo de motores de aeronave para evacuar el flujo de gases de escape del motor y el flujo de ventilación que ventila la góndola del motor que incluye un eductor en el que ambos flujos se mezclan y se canalizan hacia la salida del eductor.

US 2007/0089398 describe un sistema de evacuación de flujo con un eductor que tiene una pluralidad de enderezadores de flujo configurados para reducir la helicidad del gas que fluye por él de cara a evitar que una porción de gases de escape pueda tener un movimiento rotatorio en el eductor sin fluir hacia la salida del eductor.

También se conoce el documento GB1045295 que describe un dispositivo de supresión de ruido para reducir el ruido generado por un chorro de gases a alta velocidad que sale a la atmósfera y que comprende una boquilla que tiene álabes para impartir rotación al chorro gaseoso que sale de la boquilla y una carcasa de eyector dispuesta alrededor de la boquilla.

También se conoce el documento EP0119732 que divulga un dispositivo para el aumento de empuje de un chorro de gas en el que los álabes accionan las aspas del ventilador en un alojamiento exterior para proporcionar un empuje que aumente el flujo de aire.

Otro dispositivo conocido es el divulgado por el documento US2648192 que es un aumentador del chorro de escape de capacidad variable.

También se conoce el documento FR7132183 que describe las características de fluidos termodinámicamente y aerodinámicamente distintos en relación de flujo turbulento para acelerar el mezclado y por lo tanto la combustión en la zona de combustión.

También conocido es el documento US4298089 que describe un método y un aparato para reducir el ruido del fluido en un motor de turboventilador causando mezcla interna del aire del ventilador y del aire primario para reducir la velocidad máxima de los gases en el plano de la salida de la boquilla mediante la creación de un tipo particular de flujo de vórtice.

Otro dispositivo conocido es el divulgado por el documento US4215536 que es un aparato de mezcla de fluido para mezclar las corrientes que fluyen coaxialmente de aire del ventilador y de escape primario dentro de un motor de turboventilador.

Finalmente también se conoce el documento JP2003314368 que divulga un lóbulo mezclador para una 40 turbina de gas que mezcla una corriente principal con un flujo secundario a baja velocidad.

Un problema de esos sistemas conocidos de evacuación de flujo es que la capacidad de ventilación decrece en ciertas condiciones operativas causando un sobrecalentamiento de la góndola del motor.

La presente invención está orientada a la solución de ese inconveniente.

Sumario de la invención

Un objeto de la presente invención es proporcionar un sistema eficiente de evacuación de flujo para un motor de aeronave, particularmente para un motor turbohélice o turboeje en una variedad de condiciones operativas.

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Otro objeto de la presente invención es proporcionar un sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave, particularmente para un motor turbohélice o turboeje con una alta capacidad de ventilación.

En un aspecto, estos y otros objetos se consiguen con un sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave que comprende una tobera del motor que conduce el flujo de escape del motor y un eductor que 5 recibe dicho flujo de escape del motor y el flujo de ventilación del motor, teniendo la tobera del motor una sección final en contacto con el flujo de ventilación del motor por su superficie exterior, teniendo el flujo de escape del motor una baja helicidad cuando el motor opera en las condiciones de diseño y una alta helicidad cuando el motor opera fuera de las condiciones de diseño, comprendiendo la tobera del motor una pluralidad de acondicionadores locales de flujo dispuestos en su superficie interior en dicha sección final para reducir la helicidad del flujo de escape del motor a la salida de la tobera del motor, para producir una depresión adicional para mejorar los efectos de succión sobre el flujo de ventilación y para facilitar la mezcla del flujo de escape del motor y del flujo de ventilación favoreciendo su evacuación a lo largo del eductor.

En realizaciones de la presente invención dichos acondicionadores locales de flujo son aletas orientadas radialmente, aletas orientadas con una desviación angular predeterminada con respecto a la orientación radial o aletas orientadas con una desviación angular variable con respecto a la orientación radial. Se proporcionan por tanto varias opciones para la orientación de las aletas para una mejor adaptación a las necesidades de evacuación de flujo de cada motor.

En realizaciones de la presente invención dichos acondicionadores locales de flujo son aletas distribuidas a lo largo de toda la sección final de la tobera del motor o aletas distribuidas a lo largo de un sector de la sección final, preferiblemente, en ambos casos, en una distribución con un espacio igual entre aletas. Se proporcionan por tanto varias opciones para la distribución de las aletas para una mejor adaptación a las necesidades de evacuación de flujo de cada motor.

En realizaciones de la presente invención dichas aletas son placas planas, placas curvadas o cuerpos con perfil aerodinámico. Se proporcionan por tanto varias opciones para la configuración de las aletas para una mejor adaptación a las necesidades de evacuación de flujo de cada motor.

En realizaciones de la presente invención, dichas placas planas tienen una forma rectangular o trapezoidal, siendo el lado inclinado el borde de ataque con respecto al flujo de escape del motor. Estas formas específicas son formas apropiadas para un gran número de motores de aeronave.

En realizaciones de la presente invención las dimensiones relevantes de dichas placas planas para obtener buenos resultados son las siguientes:

- la altura H de dichas aletas está comprendida entre D/20 y D/10, siendo D el diámetro de la tobera del motor en su sección final;

- la longitud L de dichas aletas está comprendida entre 2H y 4H;

- la distancia S de dichas aletas a la salida de la tobera del motor está comprendida entre H y 3H.

En otro aspecto, los objetos antes mencionados se consiguen motor de aeronave que comprende un sistema de evacuación de flujo con las características mencionadas, siendo dicho motor un motor turbohélice o un motor turboeje.

Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la siguiente descripción 40 detallada en relación con las figuras que se acompañan.

Breve descripción de las figuras Las Figuras 1 y 2 muestran esquemáticamente el sistema de evacuación de flujo de un motor de aeronave.

La Figura 3 muestra esquemáticamente un sistema de evacuación de flujo en el que el flujo de escape del motor tiene una helicidad significativa a la salida de una tobera de motor recta.

La Figura 4 muestra esquemáticamente un sistema de evacuación de flujo en el que el flujo de escape del motor tiene una helicidad significativa a la salida de una tobera de motor curva.

La Figura 5 muestra la distribución total de presión de un flujo de escape de motor en la sección final de la tobera del motor.

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La Figura 6 muestra esquemáticamente un caso de fallo de un sistema de evacuación de flujo debido a una helicidad excesiva del flujo de escape del motor en la tobera del motor.

La Figura 7 muestra esquemáticamente un sistema de evacuación de flujo con acondicionadores locales de flujo según la presente invención.

La Figura 8 muestra esquemáticamente la operación de un sistema de evacuación de flujo con acondicionadores locales de flujo según la presente... [Seguir leyendo]

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1. Sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave que comprende una tobera del motor (31) que conduce el flujo de escape del motor (11) y un eductor (33) que recibe dicho flujo de escape del motor (11) y un flujo de ventilación del motor (13) , siendo el eductor (33) un conducto en el que tiene lugar la mezcla entre el flujo de escape del motor y el flujo de ventilación. configurado de modo que una parte de la energía del flujo de escape del motor es transferida al flujo de ventilación permitiendo una mejor ventilación del motor, teniendo la tobera del motor (31) una sección final (32) en contacto con dicho flujo de ventilación del motor (13) por su superficie radial exterior, teniendo el flujo de escape del motor (11) una baja helicidad cuando el motor opera en las condiciones de diseño y una alta helicidad cuando el motor opera fuera de las condiciones de diseño, caracterizado porque la tobera del motor (31) comprende una pluralidad de acondicionadores locales de flujo (41) que son aletas orientadas radialmente o aletas orientadas con una desviación angular predeterminada o variable con respecto a la orientación radial dispuestos en su superficie radial interior en dicha sección final (32) configurada para reducir la helicidad del flujo de escape del motor (11) a la salida de la tobera del motor (31) , para producir una depresión adicional para mejorar los efectos de succión sobre el flujo de ventilación (13) y para facilitar la mezcla del flujo de escape del motor (11) y del flujo de ventilación (13) favoreciendo su evacuación a lo largo del eductor (33) .

2. Sistema de evacuación de flujo según la reivindicación 1, en el que dichos acondicionadores locales de flujo (41) son aletas distribuidas a lo largo de toda la sección final (32) de la tobera del motor (31) .

3. Sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en el que dichos acondicionadores locales de flujo (41) son aletas distribuidas a lo largo de un sector de la sección final (32) de la tobera del motor (31) .

4. Sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 2-3, en el que la distribución de dichos acondicionadores locales de flujo (41) es una distribución con espacios iguales entre aletas.

5. Sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en el que dichas aletas 25 (41) son placas planas.

6. Sistema de evacuación de flujo según la reivindicación 5, en el que dichas aletas (41) tienen una forma rectangular.

7. Sistema de evacuación de flujo según la reivindicación 5, en el que dichas aletas (41) tienen una forma trapezoidal, siendo el lado inclinado el borde de ataque con respecto al flujo de escape del motor (11) .

8. Sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 6-7, en el que:

- la altura H de dichas aletas (41) está comprendida entre D/20 y D/10, siendo D el diámetro de la tobera del motor (31) en su sección final (32) ;

- la longitud L de dichas aletas (41) está comprendida entre 2H y 4H;

- la distancia S de dichas aletas (41) a la salida de la tobera del motor está comprendida entre H y 35 3H.

9. Sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en el que dichas aletas

(41) son placas curvadas

10. Sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en el que dichas aletas

(41) son cuerpos con perfil aerodinámico.

11. Motor de aeronave comprendiendo un sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 1-10, en el que dicho motor es un motor turbohélice.

12. Motor de aeronave comprendiendo un sistema de evacuación de flujo según cualquiera de las reivindicaciones 1-10, en el que dicho motor es un motor turboeje.