BR112015009878B1 - aeronave propelida por um turborreator de ventoinhas contrarrotativas - Google Patents

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Abstract

AERONAVE PROPELIDA POR UM TURBORREATOR DE VENTOINHAS CONTRARROTATIVOS A invenção se refere a uma aeronave propelida por um turborreator (10) de ventoinhas contrarrotativas, o turborreator sendo integrado à traseira de uma fuselagem (2) da eronave no prolongamento desta última e compreendendo dois geradores de gás (12 a, 12b) que alimentam uma turbina de trabalho (14) tendo dois rotores de turbina (14a, 14b) contrarrotativos para acionar duas ventoinhas (20a, 20b) dispostos a jusante dos geradores de gás e entradas de ar (18a, 18b) distintas para alimentar cada gerador de gás, as ditas entradas de ar sendo ligadas à fuselagem da aeronave para absorver uma parte pelo menos da camada limite formada em torno da fuselagem da aeronave.

Description

Antecedentes da invenção
[001] A presente invenção se refere ao domínio geral dasaeronaves e notadamente aviões civis, propelidas por um turborreator de fluxo duplo parcialmente integrado à fuselagem da aeronave.
[002] Os aviões civis são geralmente equipados de turborreatoresmontados sob as asas ou em posição traseira sobre a fuselagem e ali são fixados por intermédio de suportes.
[003] Devido ao aumento do custo dos combustíveis nos anosfuturos, os mecânicos tentam a reduzir o consomo de combustível dos aviões civis. Uma das formas que é considerada para chegar a isso é a de encastrar pelo menos parcialmente os motores no interior da fuselagem do avião para suprimir os suportes e as carenagens dos motores, o que diminui a massa do conjunto propulsor e reduz o seu arraste. Os distúrbios sonoros do avião se encontram igualmente limitadas.
[004] Além disso, em voo, uma camada limite se forma em torno da fuselagem do avião e gera um arraste aerodinâmico. Se, por no passado, era considerado que os motores não deviam ingerir esta camada limite para evitar uma grande distorção ao nível da ventoinha e vibrações ao nível dos eixos dos motores, é atualmente considerado que a absorção de uma parte desta camada limite pelos motores permitiam reduzir o arraste aerodinâmico do avião e abaixar a velocidade de admissão do ar nos motores com um importante ganho de rendimento propulsor.
[005] Conhece-se assim o documento WO 2010/049610 que descreve uma arquitetura de avião equipado de motores cujas nacelas são parcialmente encastradas na fuselagem do avião para absorver uma parte da camada limite.
Objetivo e sumário da invenção
[006] A presente invenção tem por objetivo propor uma outra arquitetura de aeronave permitindo reduzir os distúrbios sonoros e o consumo de combustível da aeronave limitando o arraste aerodinâmico por absorção da camada limite.
[007] Esta finalidade é atingida graças a uma aeronave propelida por um turborreator de ventoinhas contrarrotativas, o turborreator sendo integrado na traseira de uma fuselagem da aeronave no prolongamento desta última e compreendendo dois geradores de gás que alimentam uma turbina de trabalho tendo dois rotores de turbina contrarrotativos para acionar duas ventoinhas dispostos a jusante dos geradores de gás, e entradas de ar distintas para alimentar cada gerador de gás, as ditas entradas de ar sendo ligadas à fuselagem da aeronave para absorver uma parte pelo menos da camada limite formada em torno da fuselagem da aeronave.
[008] O turborreator da aeronave de acordo com a invenção é integrado na traseira da fuselagem no prolongamento desta última sem recorrer a um suporte. Assim, o arraste aerodinâmico induzida por este turborreator é reduzida. Além disso, este turborreator ingere uma parte da camada limite formada em torno da fuselagem da aeronave por intermédio das entradas de ar, a parte restante desta camada limite sendo ingerida pelas ventoinhas. A velocidade da camada limite sendo baixa, a velocidade de admissão e pois de ejeção do fluxo gasoso que atravessa o motor o será igualmente. Resulta daí um rendimento propulsor elevado e de baixos distúrbios acústicos.
[009] Ademais, a turbina de trabalho é alimentada por dois geradores de gás. Assim, em caso de falha de um dos geradores de gás, o outro poderá sempre assegurar esta função. Da mesma forma, as ventoinhas sendo montadas em série, em caso de falha de um dentre eles, a outra ventoinha vai assumir.
[0010] De preferência, as ventoinhas apresentam um diâmetro externo sensivelmente idêntico ao diâmetro o mais elevado da fuselagem da aeronave, o que permite obter uma taxa de diluição elevada para um melhor rendimento propulsor. Além disso, a fuselagem da aeronave tem tendência a mascarar a entrada de ar das ventoinhas, o que a protege da ingestão de corpos estranhos e o que limita o ruído irradiado pelas ventoinhas.
[0011] De preferência igualmente, os geradores de gás são dispostos em veios de escoamento primário formando um V entre eles. Assim, em caso de estilhaçamentos de um disco de um dos geradores de gás, nenhum detrito poderá vir impactar o outro gerador de gás e as ventoinhas.
[0012] Os veios de escoamento primário podem formar um ângulo compreendido entre 80° e 120° em relação a um eixo geométrico longitudinal da fuselagem da aeronave. A turbina de trabalho e as ventoinhas são vantajosamente centrados sobre um eixo geométrico longitudinal da fuselagem da aeronave.
[0013] Ainda de preferência, as ventoinhas são carenadas por uma nacela fixada sobre um conjunto de cauda vertical da aeronave.
Breve descrição dos desenhos
[0014] Outras características e vantagens da presente invenção vão ressaltar da descrição dada acima, com referência aos desenhos anexos que ilustram um exemplo de realização desprovido de qualquer caráter limitativo. Nas figuras:
[0015] A figura 1 é uma vista esquemática e em perspectiva de um avião civil de acordo com a invenção.
[0016] A figura 2 representa o turborreator do avião da figura 1 em corte longitudinal segundo II-II.
Descrição detalhada da invenção
[0017] A invenção se aplica a qualquer aeronave, civil ou militar, por exemple aos drones e aos aviões civis tais como aquele representado na figura 1.
[0018] A figura 1 representa assim um avião civil 1 de acordo com a invenção.
[0019] Este avião é equipado de um turborreator 10 que é integrado à traseira da fuselagem 2 do avião no prolongamento desta última.
[0020] Como representado mais precisamente na figura 2, o turborreator 10 é centrado sobre um eixo geométrico longitudinal X-X da fuselagem 2 do avião. Este turborreator compreende notadamente, de a montante para a jusante no sentido de escoamento dos gases, dois geradores de gás distintos 12a, 12b montados em paralelo que alimentam uma única turbina de trabalho 14.
[0021] De maneira conhecida em si, cada gerador de gás 12a, 12b compreende um compressor de baixa pressão, um compressor de alta pressão, uma câmara de combustão, uma turbina de baixa pressão e uma turbina de alta pressão (não representados nas figuras).
[0022] Além do mais, cada gerador de gás 12a, 12b é alojado no interior de um veio de escoamento primário 16a, 16b. De preferência, estes dois veios de escoamento primário formam entre eles um V aberto para a montante e convergindo sobre o eixo geométrico longitudinal X-X.
[0023] De preferência igualmente, os veios de escoamento primário 16a, 16b nos quais são alojados os geradores de gás formam um ângulo compreendido entre 80° e 120° em relação a um eixo geométrico longitudinal da fuselagem do avião.
[0024] Um misturador (não representado nas figuras) é posicionado no nível da zona de convergência dos dois veios de escoamento primário 16a, 16b. Este misturador tem por função misturar os fluxos gasosos provenientes dos dois geradores de gás para criar um fluxo gasoso único homogêneo destinado a alimentar a turbina de trabalho 14.
[0025] Entradas de ar distintas 18a, 18b para alimentar cada gerador de gás são igualmente previstas. Estas entradas de ar são ligadas à fuselagem 2 do avião de maneira a absorver uma parte pelo menos da camada limite formada em torno da fuselagem do avião. Mais precisamente, sua parede interna é diretamente integrada à fuselagem do avião.
[0026] A turbina de trabalho 14 que é alimentada pelos dois geradores de gás é munida de dois rotores de turbina 14a, 14b contrarrotativos para acionar em rotação de maneira contrarrotativa duas ventoinhas 20a, 20b dispostos na traseira do turborreator e montados em série em um veio de escoamento secundário 22. Estes rotores de turbina são coaxiais e centrados sobre o eixo geométrico longitudinal X-X. A turbina de trabalho 14 é quanta a ela aloja no interior de uma estrutura (não representada nas figuras) situada no interior da fuselagem, esta última suportando igualmente um corpo central 24 anular centrado sobre o eixo geométrico longitudinal X-X.
[0027] As duas ventoinhas 20a, 20b são carenadas por uma nacela26 fixada diretamente sobre o conjunto de cauda vertical 4 do avião. Estas ventoinhas apresentam um diâmetro externo D que corresponde sensivelmente ao diâmetro E o mais elevado da fuselagem 2 do avião.
[0028] A posição traseira das ventoinhas e seu grande diâmetro externo lhes permite assim ser alimentados com ar pela parte da camada limite que não foi absorvida pelos geradores de gás.
[0029] Desta forma, a velocidade de escoamento da camada limite sendo relativamente baixa, a velocidade de rotação das ventoinhas permanecerá igualmente pouco elevada, o que permite aumentar o rendimento propulsor do turborreator e abaixar suas emissões acústicas.
[0030] Além disso, como a camada limite é aspirada (pelos geradores de gás e as ventoinhas da turborreator) e a seção frontal do avião é pequena (o turborreator fica escondido atrás da fuselagem do avião), o arraste aerodinâmico do avião é limitado.
[0031] Vai-se notar que os equipamentos do turborreator (não representados nas figuras) podem ser montados em torno dos geradores de gás onde espaço é disponível.
[0032] Vai-se notar igualmente que os principais problemas de falha do turborreator podem ser evitados. Em particular, em caso de falha de um gerador de gás, o outro gerador de gás poderá sempre alimentar a turbina de trabalho para produzir o empuxo necessário. Da mesma forma, em caso de estilhaçamento de um disco de um gerador de gás, a disposição em V dos geradores de gás permite evitar que um detrito venha impactar outro gerador de gás ou uma das ventoinhas

Claims (5)

1. Aeronave (1) propelida por um turborreator (10) de ventoinhas contrarrotativas, caracterizadapelo fato de que o turborreator é integrado à traseira de uma fuselagem (2) da aeronave no prolongamento desta última e compreendendo dois geradores de gás (12a, 12b) que alimentam uma única turbina de trabalho (14) tendo dois rotores de turbina (14a, 14b) contrarrotativos para acionar duas ventoinhas (20a, 20b) dispostos a jusante dos geradores de gás e entradas de ar (18a, 18b) distintas para alimentar cada gerador de gás, as ditas entradas de ar sendo ligadas à fuselagem da aeronave para absorver uma parte pelo menos da camada limite formada em torno da fuselagem da aeronave, em que os geradores de gás são dispostos em veios de escoamento primário (16a, 16b) formando um V entre eles.
2. Aeronave de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que as ventoinhas apresentam um diâmetro externo (D) sensivelmente idêntico ao diâmetro (E) o mais elevado da fuselagem da aeronave.
3. Aeronave de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que os veios de escoamento primário formam um ângulo compreendido entre 80° e 120° em relação a um eixo geométrico longitudinal (X-X) da fuselagem da aeronave.
4. Aeronave de acordo com uma qualquer das reivindicações 1 a 3, caracterizadapelo fato de que a turbina de trabalho e as ventoinhas são centradas sobre um eixo geométrico longitudinal (X-X) da fuselagem da aeronave.
5. Aeronave de acordo com uma qualquer das reivindicações 1 a 4, caracterizadapelo fato de que as ventoinhas são carenadas por uma nacela (26) fixada sobre um conjunto de cauda vertical (4) da aeronave.
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