ES2203909T3 - Dispositivo de evacuacion de aire caliente por el capo de entrada de aire de un motor a reaccion en circuito de descongelacion. - Google Patents
Dispositivo de evacuacion de aire caliente por el capo de entrada de aire de un motor a reaccion en circuito de descongelacion.Info
- Publication number
- ES2203909T3 ES2203909T3 ES98402989T ES98402989T ES2203909T3 ES 2203909 T3 ES2203909 T3 ES 2203909T3 ES 98402989 T ES98402989 T ES 98402989T ES 98402989 T ES98402989 T ES 98402989T ES 2203909 T3 ES2203909 T3 ES 2203909T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- hood
- hole
- hot air
- air intake
- duct
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 239000003570 air Substances 0.000 claims description 103
- 238000010257 thawing Methods 0.000 claims description 13
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 claims description 5
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 3
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 2
- 238000000605 extraction Methods 0.000 abstract 1
- 210000003660 reticulum Anatomy 0.000 description 10
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 5
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 2
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 2
- 238000003303 reheating Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 230000003685 thermal hair damage Effects 0.000 description 1
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Superstructure Of Vehicle (AREA)
Abstract
LA PRESENTE INVENCION SE REFIERE A UN CAPO DE ENTRADA DE AIRE (9) PARA MOTOR DE REACCION. SEGUN LA INVENCION, EN EL TABIQUE (20) QUE DELIMITA LA CAMARA DE DESHIELO (21) EN EL BORDE DE ATAQUE HUECO (16) DE DICHO CAPO, SE PREVE UN CONDUCTO (22) CON FORMA DE ALABE PARA LA EYECCION HACIA EL EXTERIOR DE AIRE CALIENTE A PRESION QUE HA CIRCULADO EN DICHA CAMARA (21). EL CONDUCTO (22) ESTA REDUCIDO EN SECCION POR UN UNICO ORIFICIO OBLONGO (18) PRACTICADO, PARALELAMENTE A DICHO BORDE DE ATAQUE (16), EN UNA PIEZA (23) QUE FORMA PARTE DE LA SUPERFICIE EXTERNA (9E) DEL CAPO (9).
Description
Dispositivo de evacuación de aire caliente por el
capó de entrada de aire de un motor a reacción en circuito de
descongelación.
La presente invención se refiere a la
descongelación de los capós de entrada de aire de motores a
reacción, en particular de los motores de aeronaves.
Es sabido que, en caso de necesidad (prevención
contra la formación de hielo o eliminación de hielo ya formado), el
borde de ataque del capó de entrada de aire de dichos motores se
descongela por recalentamiento con aire caliente a presión, recogido
de dicho motor y llevado a dicho borde de ataque por un circuito de
circulación de aire caliente.
A este efecto, dicho capó de entrada de aire
comporta:
- -
- un borde de ataque hueco que delimita una cámara periférica interna, cerrada por una pared interna (o marco) y provista de al menos un orificio que pone en comunicación dicha cámara interna con el exterior; y
- -
- un conducto, apto para ser conectado, en su extremo trasero opuesto a dicho borde de ataque, a dicho circuito de circulación de aire caliente y, en su extremo delantero hacia el borde de ataque, a un inyector que inyecta dicho aire caliente en dicha cámara interna.
Así, el aire caliente a presión inyectado por
dicho inyector recorre dicha cámara periférica interna
recalentándola y evacuándose a través de dicho orificio.
Por la patente
US-A-5 365 731, se conoce ya un capó
de entrada de aire de este tipo que comporta una pluralidad de
tales orificios de evacuación de aire caliente, practicados
directamente en el borde de ataque de dicho capó, estando el caudal
de aire caliente de descongelación controlado por la sección de
dichos orificios. Dicho capó de entrada de aire conocido presenta
los inconvenientes importantes de fragilizar el borde de ataque de
dicho capó (que resulta ser el elemento más vulnerable de una
góndola de motor, por estar situada en la parte frontal, y ser de
difícil reparación a causa de su gran tamaño) y de degradar de
modo importante las prestaciones aerodinámicas de dicho capó. En
efecto, en lo que se refiere a este último inconveniente, dichos
orificios están situados en el borde de ataque que tiene una forma
que favorece el achicado - y por lo tanto dificultan la eyección
de aire caliente- y esto ocurre durante todas las fases de vuelo de
la aeronave cuando la descongelación no está funcionando. Además,
los orificios de eyección producen una superficie de eyección
importante, lo que genera una resistencia en una amplia porción del
borde de ataque, acentuándose esta resistencia porque la superficie
de la góndola, inmediatamente debajo de esta superficie
aerodinámicamente contaminada se encuentra ella también
generalmente muy perturbada, de modo que genera una resistencia
adicional. Por otra parte, en dicho capó de entrada de aire
conocido, es difícil corregir la sección de eyección durante unas
pruebas de vuelo, ya que esta sección está constituida por unos
orificios practicados en una pieza (el borde de ataque) de gran
tamaño.
Por otra parte, por la patente
EP-A-0 205 283, se conoce un capó de
entrada de aire en el que dicho conducto de alimentación de aire
caliente a presión está rodeado por una estructura metálica
envolvente que comporta una tubería cuya extremidad libre forma el
orificio que sirve para la eyección del aire de descongelación hacia
atrás del borde de ataque de dicho capó. Se evitan entonces los
inconvenientes anteriores, pero en este dispositivo conocido, el
control del caudal de aire caliente se obtiene por la sección de
dicha tubería de eyección, así como por la orientación de los
alerones dispuestos en el extremo libre de éste. De ello resulta
que se domina mal el caudal de eyección y las capas de aire
caliente en el exterior. Además, la eyección del aire caliente es
muy concentrada, lo que puede dañar las estructuras cercanas,
sensibles al calor. De todos modos, dicho dispositivo es la fuente
de una irradiación térmica importante, que pudiera igualmente dañar
dichas estructuras. Finalmente, el dispositivo es caro, ya que está
constituido por numerosas piezas que tienen que ser ensambladas con
ayuda de juntas de duración de vida limitada, ya que están
sometidas a temperaturas elevadas.
Se conoce igualmente, por ejemplo, por la patente
GB-A-2 259 679, un capó de entrada
de aire en el que el aire caliente de descongelación es evacuado al
exterior por una tubería acodada, que atraviesa dicha pared interna,
para eyectar el aire caliente hacia atrás de dicho borde de ataque.
Aquí de nuevo, el caudal de aire caliente está controlado por la
sección de la tubería y por la orientación de los alerones
dispuestos, en ésta. Se vuelven a encontrar por lo tanto en este
capó de entrada de aire los mismos inconvenientes que los
mencionados anteriormente, a propósito de la patente
EP-A-0 205 283.
Finalmente, la patente
EP-A-0 536 089 muestra un capó de
entrada de aire en el que dicha pared interna está provista de un
conducto en forma de canal, dirigido hacia atrás del borde de
ataque y abierto en dirección de la periferia de dicho capó de
entrada de aire. El conducto en forma de canal está obturado por
una placa en la que se han practicado una multitud de orificios
oblongos, cuya dirección es ortogonal al borde de ataque.
Gracias a esta disposición, dichos orificios, que
sirven para evacuar hacia el exterior el aire caliente a presión
que recalentó dicho borde de ataque, pueden encontrarse en la parte
de dicho capó dispuesto justo detrás de dicho borde de ataque.
Resulta entonces que el borde de ataque, que es una pieza sensible
desde el punto de vista aerodinámico para las prestaciones del
motor y desde el punto de vista del mantenimiento, ya que está
expuesto a choques diversos, no queda fragilizado por dichos
orificios. Sin embargo, por las razones indicadas anteriormente,
dicha disposición no permite optimizar, ni aerodinámicamente, ni
térmicamente, la eyección del aire caliente de descongelación.
La presente invención tiene por objeto remediar
estos inconvenientes.
Con este fin, según la invención, el capó de
entrada de aire para motor a reacción, en particular para aeronave,
estando dicho capó de entrada de aire provisto de medios de
descongelación de su borde de ataque y comportando a este
efecto:
- -
- un borde de ataque hueco que delimita una cámara periférica interna que está cerrada por una pared interna, estando provista dicha pared interna de un conducto en forma de canal, dirigido hacia atrás de dicho borde de ataque y abierto en dirección a la periferia de dicho capó de entrada de aire;
- -
- un conducto, apto para ser empalmado, en su extremo trasero opuesto a dicho borde de ataque, a un circuito de aire caliente a presión, y, en su extremo delantero hacia dicho borde de ataque, a un inyector que inyecta dicho aire caliente a presión en dicha cámara interna; y
- -
- una pieza realizada en un material resistente a las temperaturas elevadas y que forma parte de la superficie externa de dicho capó, detrás de dicho borde de ataque, obturando dicha pieza dicho conducto en forma de canal y estando perforada de modo que ponga dicha cámara interna en comunicación con el exterior.
es notable
- -
- porque dicha pieza comporta un único orificio que presenta una forma oblonga y que está dispuesto paralelamente a dicho borde de ataque, sirviendo dicho orificio para calibrar el chorro de aire caliente eyectado por dicho conducto en forma de canal, favoreciendo al mismo tiempo el intercambio térmico entre dicho chorro de aire caliente eyectado y el aire ambiente exterior y separando este chorro de aire caliente de dicho capó; y
- -
- porque dicha pieza se extiende longitudinalmente en dicha superficie externa de dicho capó, para servir de protección térmica a éste contra dicho chorro de aire caliente eyectado.
Así, dicho orificio único permite dominar el
caudal de eyección e igualmente, obtener un intercambio térmico
favorable entre el aire caliente eyectado y el aire ambiente
exterior, controlando al mismo tiempo el estallido del chorro de
aire caliente con el fin de apartarlo de las estructuras de la
góndola sensibles a la temperatura. Se evitan así los
inconvenientes de los orificios de los dispositivos de
descongelación conocidos, que:
- -
- cuando se presentan en forma de un orificio circular, concentran demasiado la sección de eyección y producen una superficie de intercambio reducida entre el chorro de aire de descongelación y el aire externo ambiente, siendo la energía de dicho chorro demasiado importante de modo que éste pudiera alcanzar las estructuras sensibles a la temperatura y dañarlas; y
- -
- cuando estallan, en una multitud de orificios, generan una resistencia aerodinámica perjudicial a las prestaciones de la aeronave, incluso cuando el circuito de descongelación no está funcionando.
Se observará además que, en el capó según la
presente invención, dicho orificio único puede estar suficientemente
hacia delante de dicho capó para que el aire caliente que eyecta no
pueda dañar las estructuras de la góndola de motor sensibles al
calor, tales como por ejemplo los carenados de material
compuesto.
El borde de ataque es por lo tanto homogéneo en
los 360º de su circunferencia, sin excrecencia, ni orificio de
ventilación, lo que preserva sus cualidades aerodinámicas y de
resistencia mecánica.
Dicho orificio único oblongo puede presentar
numerosas formas. Por ejemplo, puede ser de forma al menos
aproximadamente rectangular, siendo sus bordes longitudinales
delantero y trasero rectilíneos y paralelos a dicho borde de
ataque.
Para evitar cualquier ensanchamiento lateral de
dicho chorro de aire caliente eyectado a la salida de dicho único
orificio oblongo, lo que podría dar ocasión eventualmente a que
dicho chorro roce - y por lo tanto estropee - la superficie externa
del capó, exterior y lateralmente a dicha pieza resistente a las
temperaturas elevadas, es ventajoso que el borde longitudinal
trasero de dicho único orificio oblongo sea cóncavo para prestar a
dicho orificio una anchura mayor cerca de la mitad de su longitud
que cerca de sus extremos. Así, el caudal de aire caliente eyectado
por dicho orificio es mayor cerca del centro de dicha pieza y más
reducido en la periferia de esta última, de modo que, al mismo
tiempo que se favorece el intercambio térmico del chorro de aire
caliente eyectado con el aire ambiente exterior, se concentra dicho
aire caliente en la zona central de dicha pieza, evitando los daños
térmicos en las partes de la superficie externa del capó dispuestas
lateralmente a dicha pieza. En un modo de realización preferido de
este tipo, el borde longitudinal delantero de dicho único orificio
oblongo es rectilíneo y paralelo a dicho borde de ataque, mientras
que dicho borde longitudinal trasero cóncavo de dicho orificio es
curvo.
Para controlar todavía más el estallido del
chorro de aire caliente eyectado, dicho único orificio oblongo
puede comportar generadores de turbulencias, por ejemplo
constituidos por unos dientes o asperezas dispuestos en la periferia
de dicho orificio. Pueden presentarse estos generadores de
turbulencias en al menos uno de los bordes longitudinales delantero
o trasero de dicho único orificio oblongo. Pueden realizarse
recortando los bordes de dicho orificio en dicha pieza resistente a
las temperaturas elevadas o por medio de una o varias piezas
situadas en la periferia de dicho orificio. Dichos generadores de
turbulencias pueden estar dispuestos en la superficie de dicha
pieza térmicamente resistente, o bien sobresalir respecto de ésta,
por ejemplo replegando hacia el interior dicho conducto en forma de
canal.
Para evitar el ensanchamiento lateral del chorro
de aire caliente eyectado, tal como ha sido mencionado
anteriormente, se puede prever entonces que al menos los
generadores de turbulencias -por ejemplo los dientes- que se
encuentran cerca de los extremos de dicho orificio se replieguen,
hacia el centro de dicha pieza térmicamente resistente, las partes
laterales de dicho chorro de aire caliente eyectado.
De preferencia, dicho conducto en forma de canal
se encuentra periféricamente cerca de dicho conducto de alimentación
de aire caliente a presión. Así, dicho aire caliente recorre la
totalidad de la circunferencia de dicho borde de ataque y se obtiene
una distribución muy homogénea de dicho aire caliente en el
interior de este último y, por lo tanto las prestaciones de
descongelación son elevadas. Además, dicho posicionamiento permite
hacer que dicha pieza. en la que está practicado dicho orificio,
garantice, por sus dimensiones, la protección de las zonas en
contacto con el aire caliente evacuado por dicho orificio. Dicha
pieza puede además formar la puerta de inspección de dicho conducto
de alimentación de aire caliente. Se beneficia entonces de la
presencia, obligatoria para el acceso a la tubería de aire de
descongelación, de un panel desmontable y resistente a las
temperaturas elevadas, situado inmediatamente detrás de dicho
orificio de eyección. Dicha puerta puede extenderse
longitudinalmente en la superficie externa del capó en un tramo
suficiente para proteger toda la parte de esta superficie que pueda
estar sometida a la acción del flujo de aire caliente eyectado por
dicho orificio. Además, al prever varios paneles desmontables
provistos de orificios de eyección diferentes, se puede fácilmente
sustituir dicho orificio y probar diferentes secciones de
eyección.
Por otra parte, es ventajoso que dicho conducto
en forma de canal se ensanche en dirección a la periferia externa de
dicho capó. Así, puede presentar una forma aerodinámica que
favorezca la eyección del aire.
Dicho conducto en forma de canal puede formar
parte integrante de dicha pared interna y estar por ejemplo
realizado por embutición de ésta. Puede igualmente estar
constituido por una pieza situada en dicha pared interna, en una
oquedad de ésta.
Se deducirá de las figuras del dibujo adjunto
como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias
idénticas designan elementos semejantes.
La figura 1 muestra, en perspectiva explosionada,
un motor de aeronave a reacción y sus diferentes carenados.
Las figuras 2 y 3 son vistas en perspectiva
parcial delantera, con recortes, de dos modos de realización del
capó de entrada de aire, según la presente invención.
La figura 4 es una vista en perspectiva por
delante, con recortes, de un modo de realización del capó de
entrada de aire, según la presente invención.
La figura 5 es una media sección, esquemática y
parcial, de la parte delantera de un capó de entrada de aire,
según la presente invención.
La figura 6 es una vista parcial según la flecha
VI de la figura 5.
La figura 7 es una vista parecida a la figura 6
que ilustra un modo de realización ventajoso del orificio de
eyección único.
Las figuras 8 y 9 muestran, en vistas parecidas a
las figuras 6 y 7, unas variantes de realización del orificio de
eyección único.
La figura 10 es una media sección, esquemática y
parcial, de la parte delantera de una variante del capó de entrada
de aire, según la presente invención.
La figura 11 es una vista parcial según la flecha
XI de la figura 10.
El motor con doble flujo 1 representado
esquemáticamente en la figura 1 comporta, de modo conocido, un
generador central de aire caliente 2, un ventilador 3 y unos
niveles de compresores 4, y está provisto de una fijación 5 de
suspensión en un poste de soporte (no representado). Al motor 1
están asociados y fijados un conjunto de toberas 6, dos capós
laterales 7 y 8 y un capó de entrada de aire 9.
Como se ilustra esquemáticamente en la figura 1,
el capó de entrada de aire 9, comporta un conducto interno 10,
provisto en su extremo trasero dirigido hacia el motor 1 de un
elemento de empalme 11 y por su extremo delantero alojado en el
borde de ataque hueco 16 de dicho capó de entrada de aire de un
inyector 12 provisto de un empalme 12A. Por otra parte, en un nivel
de compresores del motor 1 está dispuesta una toma de aire caliente
a presión 13 que está conectada a un conducto 14, provisto, en el
elemento de empalme 11 del conducto 10, de un elemento de empalme
complementario 15.
Así, cuando los elementos del empalme 11 y 15
complementarios están conectados entre sí, es conducido aire
caliente (por ejemplo a una temperatura de 400ºC) recogido en 13
del motor 1 por los conductos 14 y 10 hasta el inyector 12. Éste
puede entonces soplar este aire caliente a presión (flechas en
línea de trazos 17) al interior del borde de ataque 16, para
descongelarlo. Un único orificio oblongo 18 está previsto en la
superficie externa 9E del capó 9 para la evacuación al aire libre
(flechas 19) del aire caliente que ha circulado por el interior
del borde de ataque 16 (entonces, por ejemplo, a una temperatura de
200ºC).
Como muestran en detalle y a mayor escala las
figuras 2, 3, 4, 5 y 10, el borde de ataque hueco 16 está cerrado
en el lado trasero por una pared interna 20, de modo que se forma
una cámara periférica anular 21 en el interior de dicho borde de
ataque 16. El inyector 12 inyecta el aire caliente a presión en la
cámara 21 y el único orificio oblongo 18 pone en comunicación dicha
cámara 21 con el exterior.
La pared interna 20 está provista de un conducto
22 en forma de canal, dirigido y ensanchándose hacia atrás de dicho
borde de ataque 16, es decir del lado del capó 9 propiamente dicho,
y abierto en dirección a la periferia de dicho capó de entrada de
aire 9. Se puede realizar el conducto 22 por hundimiento de dicha
pared interna 21, por ejemplo por embutición, o bien puede estar
constituido por una pieza que se encuentre en dicha pared 20.
El único orificio oblongo 18, está practicado en
una pieza 23 que forma parte de la superficie externa 9E del capó
9, detrás del borde de ataque 16 y se encuentra enfrente del
conducto 22 limitando la sección de éste.
Así, habiendo el aire caliente 19 calentado el
borde de ataque 16 es llevado por el conducto 22 al orificio 18,
que lo evacua hacia el exterior controlando el caudal.
Las figuras 2 y 3 muestran que el inyector 12
puede ser cualquiera: por ejemplo, comporta unas boquillas múltiples
(figura 2) o está constituido por un anillo perforado (figura 3).
Muestran igualmente, al igual que las figuras 4 y 5, que el conducto
22 se encuentra periféricamente cerca del conducto 10. Así, aunque
la pieza 23 pueda estar especialmente prevista para obturar el
conducto 22 (ver las figuras 2 y 3), ella puede constituir
ventajosamente la puerta prevista en el capó 9 para la inspección
del conducto 10, como se muestra en la figura 4. En ambos casos, la
pieza 23 es de un material resistente al fuego y al calor, por
ejemplo un material metálico. La pieza 23 puede extenderse a todo
lo largo del capó 9. En la figura 4, se ha representado la brida 24
susceptible de cooperar con la brida delantera 25 del motor, para
fijar dicho capó de entrada de aire 9 a este último.
El orificio 18 es más largo que ancho y su
longitud es paralela al borde de ataque 16 del capó 9.
En el modo de realización de las figuras 5 y 6,
el orificio 18 presenta un contorno cerrado sensiblemente
rectangular, estando sus bordes longitudinales delantero 18F y
trasero 18R paralelos a dicho borde de ataque 16. Del lado de este
último, el orificio 18 es limitado por una banda lateral 26 de
material de dicha pieza 23, que está comprendida entre dicho borde
longitudinal delantero 18F del orificio 18 y el borde delantero
libre 28 de la pieza 23. Ésta puede entonces ser fijada a la pared
20 por unos remaches o análogos 27.
En la variante de realización de la figura 7, el
borde longitudinal delantero 18F del único orificio oblongo 18 es
igualmente rectilíneo y paralelo a dicho borde de ataque 16, pero,
por contra, el borde longitudinal trasero 18R de dicho orificio es
curvo y cóncavo, de modo que la anchura de dicho orificio cerca de
la mitad de la longitud de éste es mayor que la anchura \ell
cerca de los extremos de dicho orificio oblongo 18. Así, en el
centro de dicho orificio el caudal de aire caliente eyectado es
mayor que en los extremos de dicho orificio, de modo que el aire
caliente está en su mayor parte dirigido hacia la zona central de
la pieza 23 evitando el ensanchamiento lateral de dicho chorro de
aire caliente eyectado. Éste no puede entonces alcanzar las partes
9E1 y 9E2 de la superficie externa 9E del capó 9, dispuestas
lateralmente en relación con dicha pieza 23. Se evita por lo tanto
cualquier daño térmico de dichas partes 9E1 y 9E2 por dicho chorro
de aire caliente.
En los modos de realización de las figuras 8 y 9,
el orificio 18 comporta unas asperezas o dientes 29 en su contorno,
para generar unas turbulencias en el chorro de aire caliente
eyectado. Se favorece así el intercambio térmico de este último con
el aire ambiente exterior. Aunque en estas figuras, dichos dientes
29 se presenten en el borde longitudinal trasero 18R de dicho
orificio, huelga decir que el borde longitudinal delantero 18F
puede igualmente presentarlos, solos o combinados con los de dicho
borde longitudinal trasero 18R. Como esto es particularmente el
caso para el modo de realización de la figura 9, es ventajoso que
dichos dientes 29, principalmente los que se encuentran en los
extremos de dicho orificio 18, replieguen hacia el centro de la
pieza 23, las partes laterales de dicho chorro de aire caliente
eyectado, con el fin de obtener el mismo efecto benéfico que el
procurado por el modo de realización de la figura 7.
En el modo de realización de las figuras 10 y 11
(no están representados el conducto 10 y el inyector 12), el
orificio 18 se presenta bajo forma de una escotadura practicada en
el borde delantero libre 28 de la pieza 23 dispuesto en el lado del
borde de ataque 16, quedando la banda 26 eliminada.
Claims (11)
1. Capó de entrada de aire (9) para motor a
reacción (1), en particular para aeronave, estando provisto dicho
capó de entrada de aire (9) de medios de descongelación de su borde
de ataque (16) y comportando a este efecto:
- -
- un borde de ataque (16) hueco que delimita una cámara periférica interna (21) que está cerrada por una pared interna (20), estando provista dicha pared interna (20) de un conducto (22) en forma de canal, dirigido hacia atrás de dicho borde de ataque (16) y abierto en dirección a la periferia de dicho capó de entrada de aire (9);
- -
- un conducto (10), apto para ser empalmado, en su extremo trasero opuesto a dicho borde de ataque (16), a un circuito de aire caliente a presión (14) y, en su extremo delantero hacia dicho borde de ataque (16), a un inyector (12) que inyecta dicho aire caliente a presión en dicha cámara interna (21); y
- -
- una pieza (23) realizada en un material resistente a las temperaturas elevadas y que forma parte de la superficie externa (9E) de dicho capó (9), detrás de dicho borde de ataque (16), obturando dicha pieza (23) dicho conducto (22) en forma de canal y estando perforada de modo que ponga dicha cámara interna (21) en comunicación con el exterior,
caracterizado:
- -
- porque dicha pieza (23) comporta un único orificio (18) que presenta una forma oblonga y que está dispuesto paralelamente a dicho borde de ataque (16), sirviendo dicho orificio para calibrar el chorro de aire caliente eyectado por dicho conducto (22) en forma de canal, favoreciendo el intercambio térmico entre dicho chorro de aire caliente eyectado y el aire ambiente exterior y separando este chorro de aire caliente de dicho capó (9); y
- -
- porque dicha pieza (23) se extiende longitudinalmente en dicha superficie externa (9E) de dicho capó (9), para servir de protección térmica a éste contra dicho chorro de aire caliente eyectado.
2. Capó de entrada de aire (9) según la
reivindicación 1,
caracterizado porque el borde longitudinal
trasero (18R) de dicho único orificio oblongo (18) es cóncavo, para
proporcionar a dicho orificio una anchura mayor cerca de la mitad
de su longitud que cerca de sus extremos.
3. Capó de entrada de aire (9) según la
reivindicación 2,
caracterizado porque el borde longitudinal
delantero (18F) de dicho único orificio oblongo (18) es rectilíneo
y paralelo a dicho borde de ataque (16), mientras que dicho borde
longitudinal trasero cóncavo (18R) de dicho orificio es curvo.
4. Capó de entrada de aire (9) según una de las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque dicho único
orificio oblongo (18) comporta unos generadores de turbulencia
(29).
5. Capó de entrada de aire (9) según la
reivindicación 4,
caracterizado porque dichos generadores de
turbulencia (29) figuran en al menos uno de los bordes
longitudinales delantero o trasero (18F,18R) de dicho único orificio
oblongo (18).
6. Capó de entrada de aire (9) según la
reivindicación 5,
caracterizado porque figuran dichos
generadores de turbulencia (29) en el borde trasero (18R) de dicho
único orificio oblongo (18) y porque al menos aquellos de dichos
generadores de turbulencia (29) que se encuentran cerca de los
extremos de dicho orificio (18) repliegan, hacia el centro de dicha
pieza (23), las partes laterales de dicho chorro de aire caliente
eyectado.
7. Capó de entrada de aire (9) según una de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque dicha pieza (23)
es una puerta de inspección de dicho conducto (10).
8. Capó de entrada de aire (9) según una de las
reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque dicho conducto
en forma de canal (22) se encuentra periféricamente cerca de dicho
conducto (10).
9. Capó de entrada de aire (9) según una de las
reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque dicho conducto
en forma de canal (22) se ensancha en dirección de la periferia de
dicho capó de entrada de aire (9).
10. Capó de entrada de aire (9) según una de las
reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque dicho conducto
en forma de canal (22) forma parte integrante de dicha pared
interna (20).
11. Capó de la entrada de aire (9) según una de
las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque dicho
conducto en forma de canal (22) está constituido por una pieza que
presenta dicha pared interna (20).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9715136 | 1997-12-02 | ||
| FR9715136A FR2771776B1 (fr) | 1997-12-02 | 1997-12-02 | Dispositif d'evacuation d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, a circuit de degivrage |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2203909T3 true ES2203909T3 (es) | 2004-04-16 |
Family
ID=9514039
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES98402989T Expired - Lifetime ES2203909T3 (es) | 1997-12-02 | 1998-11-30 | Dispositivo de evacuacion de aire caliente por el capo de entrada de aire de un motor a reaccion en circuito de descongelacion. |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6131855A (es) |
| EP (1) | EP0921293B1 (es) |
| DE (1) | DE69817127T2 (es) |
| ES (1) | ES2203909T3 (es) |
| FR (1) | FR2771776B1 (es) |
Families Citing this family (37)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2771451B1 (fr) * | 1997-11-21 | 2000-04-14 | Aerospatiale | Dispositif de protection pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, pourvu d'un systeme de degivrage |
| FR2802573B1 (fr) * | 1999-12-21 | 2002-02-15 | Aerospatiale Matra Airbus | Dispositif d'evacuation d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, a circuit de degivrage |
| FR2812911B1 (fr) * | 2000-08-11 | 2002-09-20 | Aircelle Sa | Entree d'air pour nacelle de grandes dimensions a transportabilite amelioree |
| FR2813581B1 (fr) * | 2000-09-06 | 2002-11-29 | Aerospatiale Matra Airbus | Capot d'entree d'air de moteur a reaction pourvu de moyens de degivrage |
| US6702233B1 (en) * | 2001-02-07 | 2004-03-09 | Rohr, Inc. | Airfoil anti-icing assembly and method |
| GB0211800D0 (en) * | 2002-05-22 | 2002-07-03 | Short Brothers Plc | An ice protection system for aircraft structures |
| GB0311663D0 (en) * | 2003-05-21 | 2003-06-25 | Rolls Royce Plc | Aeroengine intake |
| FR2868123B1 (fr) * | 2004-03-29 | 2006-06-23 | Airbus France Sas | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
| US7328771B2 (en) | 2004-07-27 | 2008-02-12 | United Technologies Corporation | Zero acoustic splice fan case liner |
| EP1657156A1 (en) * | 2004-11-16 | 2006-05-17 | Saab Ab | An air intake appliance for an aircraft engine |
| FR2924407B1 (fr) * | 2007-12-03 | 2010-05-14 | Airbus France | Systeme de sortie d'air pour un bord d'attaque d'aeronef |
| DE102008019146A1 (de) * | 2008-04-16 | 2009-11-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Enteisungssystem für ein Flugzeug |
| US8769924B2 (en) * | 2008-05-30 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly including accessory components within the nacelle |
| FR2954279B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2014-08-22 | Airbus Operations Sas | Entree d'air d'une nacelle d'aeronef integrant des moyens d'injection en air chaud pour le traitement du givre optimises |
| US8382039B2 (en) * | 2009-12-30 | 2013-02-26 | MRA Systems Inc. | Turbomachine nacelle and anti-icing system and method therefor |
| US8651429B2 (en) * | 2010-08-20 | 2014-02-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Blended cutout flap for reduction of jet-flap interaction noise |
| US20120070271A1 (en) * | 2010-09-21 | 2012-03-22 | Urban Justin R | Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events |
| FR2975972B1 (fr) * | 2011-06-01 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air de nacelle de turboreacteur |
| FR3002978B1 (fr) * | 2013-03-07 | 2016-12-30 | Aircelle Sa | Nacelle equipee d’un circuit de refroidissement d’huile a echangeur intermediaire |
| FR3003902A1 (fr) * | 2013-03-26 | 2014-10-03 | Aircelle Sa | Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aeronef |
| ES2752550T3 (es) * | 2013-12-24 | 2020-04-06 | Bae Systems Plc | Conjunto de losetas para modificar la capa límite |
| US10138811B2 (en) * | 2014-03-13 | 2018-11-27 | The Boeing Company | Enhanced temperature control anti-ice nozzle |
| US10590952B2 (en) | 2015-07-21 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly |
| US10267334B2 (en) * | 2016-08-01 | 2019-04-23 | United Technologies Corporation | Annular heatshield |
| US10458275B2 (en) * | 2017-01-06 | 2019-10-29 | Rohr, Inc. | Nacelle inner lip skin with heat transfer augmentation features |
| FR3071551B1 (fr) * | 2017-09-26 | 2019-11-01 | Safran Aircraft Engines | Echangeur de chaleur de type air/fluide |
| US11002188B2 (en) * | 2018-09-14 | 2021-05-11 | Rohr, Inc. | Nozzle for an aircraft propulsion system |
| FR3086642A1 (fr) * | 2018-09-28 | 2020-04-03 | Airbus Operations | Dispositif de reduction voire de suppression du bruit tonal pour systeme de degivrage de groupe propulsif d'aeronef |
| US11199133B2 (en) * | 2018-12-17 | 2021-12-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aircraft systems and methods utilizing waste heat in fuel |
| FR3092618B1 (fr) | 2019-02-08 | 2021-02-19 | Safran Nacelles | Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage |
| FR3092620B1 (fr) * | 2019-02-08 | 2021-03-05 | Safran Nacelles | Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage |
| FR3092619B1 (fr) | 2019-02-08 | 2021-03-19 | Safran Nacelles | Entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant des ouvertures de ventilation d’un flux d’air chaud de dégivrage |
| FR3099915A1 (fr) * | 2019-08-13 | 2021-02-19 | Airbus Operations | Partie antérieure de nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef dont la lèvre d’entrée d’air est liée au panneau extérieur par emboitement |
| US20210163141A1 (en) * | 2019-11-28 | 2021-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine, nacelle thereof, and associated method of operating a gas turbine engine |
| US11613373B2 (en) | 2020-03-13 | 2023-03-28 | Rohr, Inc. | Nozzle for a thermal anti-icing system |
| US11408342B2 (en) * | 2020-03-13 | 2022-08-09 | Rohr, Inc. | Swirl anti-icing injector head nozzle configurations |
| CN113815803A (zh) * | 2021-09-28 | 2021-12-21 | 中国船舶工业集团公司第七0八研究所 | 一种极地气垫运输平台装置的除冰系统 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US36215A (en) * | 1862-08-19 | Improvement in portable fences | ||
| GB986878A (en) * | 1964-02-24 | 1965-03-24 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| US3446223A (en) * | 1966-02-04 | 1969-05-27 | Lockheed Aircraft Corp | Air intake for gas turbine engines |
| US3664612A (en) * | 1969-12-22 | 1972-05-23 | Boeing Co | Aircraft engine variable highlight inlet |
| US4275857A (en) * | 1979-11-05 | 1981-06-30 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Cooling system for ramjet engine |
| US4482114A (en) * | 1981-01-26 | 1984-11-13 | The Boeing Company | Integrated thermal anti-icing and environmental control system |
| US4406431A (en) * | 1981-11-23 | 1983-09-27 | Omac, Inc. | Air scoop lip warmer de-icing system |
| IL78786A0 (en) * | 1985-06-03 | 1986-08-31 | Short Brothers Plc | Duct for hot air |
| USH648H (en) * | 1988-08-12 | 1989-07-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air passage device |
| GB9120113D0 (en) * | 1991-09-20 | 1992-09-23 | Short Brothers Plc | Thermal antiicing of aircraft structures |
| IT1250510B (it) | 1991-10-03 | 1995-04-08 | Alenia Aeritalia & Selenia | Sistema di scarico a bassa pressione ed alta miscelazione per il fluido di riscaldamento di un dispositivo anti-ghiaccio previsto nella presa d'aria di un motore turbo-getto. |
| US5257498A (en) * | 1992-04-23 | 1993-11-02 | United Technologies Corporation | Efficient anti-ice exhaust vent |
| US5623820A (en) * | 1995-02-03 | 1997-04-29 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
| US5934611A (en) * | 1997-10-20 | 1999-08-10 | Northrop Grumman Corporation | Low drag inlet design using injected duct flow |
-
1997
- 1997-12-02 FR FR9715136A patent/FR2771776B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-11-30 ES ES98402989T patent/ES2203909T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-30 EP EP98402989A patent/EP0921293B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-30 DE DE69817127T patent/DE69817127T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-02 US US09/203,377 patent/US6131855A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2771776A1 (fr) | 1999-06-04 |
| FR2771776B1 (fr) | 2000-01-28 |
| EP0921293B1 (fr) | 2003-08-13 |
| DE69817127T2 (de) | 2004-06-09 |
| EP0921293A1 (fr) | 1999-06-09 |
| DE69817127D1 (de) | 2003-09-18 |
| US6131855A (en) | 2000-10-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2203909T3 (es) | Dispositivo de evacuacion de aire caliente por el capo de entrada de aire de un motor a reaccion en circuito de descongelacion. | |
| ES2234543T3 (es) | Dispositivo de evacuacion de aire caliente para caperuzas de entrada de aire de motor a reaccion, con circuito de descongelacion. | |
| ES2225735T3 (es) | Caperuza de entrada de aire para motores a reaccion, provista de medios de descongelacion. | |
| ES2273648T3 (es) | Refrigeracion de una banda de un segmento de la tobera de una turbina. | |
| ES2236472T3 (es) | Procedimiento de descarchado por circulacion forzada de un fluido, de la cubierta de entrada de aire de un motor de reaccion y dispositivo para su puesta en practica. | |
| ES2765185T3 (es) | Sistemas contra la formación de hielo de aeronave que presentan paletas deflectoras | |
| ES2265405T3 (es) | Protector de entrada de aire de motores de reaccion provisto de medios de descongelacion. | |
| ES2225739T3 (es) | Estator para turbomaquina. | |
| ES2440955T3 (es) | Estructura para labio de entrada de aire de góndola con desescarchado eléctrico que comprende una zona de atenuación acústica | |
| EP3140516B1 (en) | Turbine assembly and corresponding method of operation | |
| ES2212555T3 (es) | Aparato de refrigeracion para equipo electrico. | |
| ES2311201T3 (es) | Disposicion de lenguetas de estanqueidad para una camisa de una turbina de gas. | |
| ES2329097T3 (es) | Barquilla de turborreactor equipada con medios de reduccion del ruido generado por este turborreactor. | |
| ES2355190T3 (es) | Procedimiento y aparato para controlar la temperatura de una superficie de pantalla. | |
| ES2265091T3 (es) | Dispositivo de enfriamiento de la tobera comun sobre una barquilla. | |
| JP5468831B2 (ja) | 燃焼器トランジションピース後端冷却並びに関連方法 | |
| ES2821788T3 (es) | Pala del rotor de una planta de energía eólica, sistema de descongelación y método | |
| BRPI0706867A2 (pt) | processo para proteção do bordo de ataque oco de uma superfìcie aerodinámica de aeronave e aeronave | |
| BR112016027014B1 (pt) | Pá de turbina de turbomotor, meios de moldagem para a fabricação de uma pá, turbina de turbomáquina e turbomáquina | |
| CA2897377C (en) | Combustor heat shield | |
| EP3287610B1 (en) | Gas turbine transition duct | |
| ES2329981T3 (es) | Escudo termico sustituible para inyector de postcombustion. | |
| ES2562271T3 (es) | Receptor para instalaciones de producción de energía solar | |
| ES2393454T3 (es) | Álabe para una turbina de gas | |
| ES2345871T3 (es) | Tobera de escape de bloqueo del flujo. |