ES2228420T3 - Tobera de escape de turborreactor coninversor de empuje integrado. - Google Patents
Tobera de escape de turborreactor coninversor de empuje integrado.Info
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Abstract
Un turborreactor para avión supersónico que comprende una tobera de eyección, del tipo que comprende un canal de eyección (7) dispuesto en un carenado externo (9) y por el que circula en funcionamiento un flujo gaseoso, una serie de aletas calientes (14) montadas pivotantes en la extremidad de aguas abajo (15) de dicho canal (7), una serie de aletas frías (16) montadas pivotantes en la extremidad de aguas abajo (17) del carenado (9), un dispositivo (30) de inversión de empuje que comprende dos deflectores (31, 32) idénticos montados pivotantes aguas abajo del canal de eyección (7), a una y otra parte de un plano axial de simetría, ocupando dichos dos deflectores (31, 32), bien una posición de inversión de empuje, en la que sobresalen transversalmente en el chorro gaseoso aguas abajo de las aletas para desviar este chorro hacia delante, o bien una posición de chorro directo, en la que están en la prolongación de las aletas frías (16), medios de mando de las aletas calientes y aletas frías según las configuraciones de vuelo, y medios de mando (35, 36) de los deflectores (31, 32) de la posición del chorro directo a la posición de inversión de empuje o inversamente de la posición de inversión de empuje a la posición de chorro directo, caracterizado por el hecho de que comprende además medios (50) para separar dichos dos deflectores (31, 32) del plano axial de simetría en la configuración de despegue.
Description
Tobera de escape de turborreactor con inversor de
empuje integrado.
El invento se refiere a un turborreactor que
equipa un avión civil supersónico y que comprende una tobera de
eyección provista de un dispositivo de inversión de empuje.
Más precisamente, el invento se refiere a un
turborreactor que equipa un avión supersónico que comprende una
tobera de eyección, del tipo que comprende un canal de eyección
dispuesto en un carenado externo y por el que circula en
funcionamiento un flujo gaseoso, una serie de aletas calientes
montadas pivotantes en la extremidad aguas abajo de dicho canal, una
serie de aletas frías montadas pivotantes en la extremidad de aguas
abajo del carenado, un dispositivo de inversión de empuje que
comprende dos deflectores idénticos montados pivotantes aguas abajo
del canal de eyección, a una parte y otra de un plano axial de
simetría, ocupando dichos dos deflectores, bien una posición de
inversión de empuje, en la que sobresalen transversalmente en el
chorro gaseoso aguas abajo de las aletas para desviar este chorro
hacia delante, o bien una posición de chorro directo, en la que
están en la prolongación de las aletas frías, medios de mando de las
aletas calientes y de las aletas frías según las configuraciones de
vuelo, y medios de mando de los deflectores de la posición del
chorro directo a la posición de inversión de empuje o inversamente
de la posición de inversión de empuje a la posición de chorro
directo.
En tal tobera, los deflectores están montados
cada uno sobre la estructura fija de manera que puedan pivotar
alrededor de un eje transversal próximo al plano axial de simetría,
con el fin de poder regular la sección de salida de los gases de
escape del motor en función de las fases de vuelo. Sin embargo, esta
sección no varía más que en pequeñas proporciones. Ahora bien, las
normas de ruido en la proximidad de los aeropuertos civiles
necesitan reducir las velocidades de expulsión de los gases, durante
la fase de despegue en particular.
Estas normas exigen por tanto una adaptación
especial, pues los caudales de gas son considerables durante la fase
de despegue, estando el motor a pleno régimen durante esta fase.
Además, el documento
US-A-5.201.800 describe una tobera
de eyección de turborreactor con aletas primarias convergentes y
aletas secundarias divergentes, asociadas a aletas exteriores.
Una regulación del contorno de posición de las
aletas secundarias es efectuada en función de la relación de presión
de los gases entre la entrada y la salida de tobera.
El invento tiene por objeto proponer un
turborreactor del tipo mencionado antes que permite disminuir los
ruidos en el despegue aumentando la sección de los gases.
El invento consigue su objetivo por el hecho de
que la tobera comprende medios para separar dichos dos deflectores
del plano axial de simetría en la configuración de despegue.
Las numerosas disposiciones siguientes son además
adoptadas:
- las aletas frías son accionadas para asegurar
un perfil aerodinámico sin obstáculo con dichos dos deflectores en
la configuración de despegue y la configuración de crucero;
- las aletas frías están subordinadas a las
aletas calientes por bieletas;
- los dos deflectores están articulados en las
extremidades de dos pares laterales de brazos de soporte y en las
extremidades de al menos un par de gatos, estando dispuestos los
brazos de cada par de brazos y los gatos de cada par de gatos
simétricamente con relación al plano axial de simetría y articulados
en sus otras extremidades sobre una estructura fija, y formando
dichos gatos los medios de mando de los deflectores;
- los medios para separar los deflectores en la
configuración de despegue comprenden un gato interpuesto entre los
brazos de un par de brazos;
- los dos brazos de un par de brazos de soporte
están unidos por sectores dentados con el fin de asegurar el
desplazamiento simétrico de los ejes de articulación de los
deflectores sobre dichos brazos con relación al plano axial de
simetría;
- los gatos que forman los medios de mando de los
deflectores pueden ser accionados de manera antagonista en la
configuración de despegue con el fin de desviar ligeramente el flujo
gaseoso expulsado.
Otras ventajas y características del invento
resaltarán de la lectura de la descripción siguiente hecha a título
de ejemplo y con referencia a los dibujos adjuntos en los que:
La fig. 1 representa en corte según un plano
vertical de simetría una tobera de eyección de los gases de un
turborreactor que equipa un avión supersónico en la configuración de
crucero, según el presente invento;
La fig. 2 muestra, a mayor escala, el cuerpo
trasero de la tobera de la fig. 1, y la posición de las aletas en la
configuración de crucero;
La fig. 3 representa en corte según el plano
vertical de simetría, la tobera de la fig. 1 en la configuración de
despegue;
La fig. 4 muestra a mayor escala el cuerpo
trasero de la tobera y la posición de las aletas en la configuración
de despegue;
La fig. 5 representa, en corte según el plano
vertical de simetría, la tobera de la fig. 1 en la configuración de
inversión de empuje;
La fig. 6 muestra a mayor escala el cuerpo
trasero de la tobera en la configuración de inversión de empuje;
y
La fig. 7 es semejante a la fig. 4 y muestra la
posición de las aletas y de los gatos de mando en la configuración
de despegue con desviación de los gases expulsados.
Los dibujos muestran una tobera 1 de eyección de
los gases emitidos por un turborreactor de doble cuerpo de doble
flujo que equipa un avión civil supersónico.
La turbina 2 de este turborreactor emite un flujo
caliente Fc en un espacio anular 3 que rodea el cono 4 de la turbina
2. Un flujo frío Ff es emitido por un canal anular 5 que rodea el
cárter exterior 6 de la turbina 2. El canal anular 5 está delimitado
exteriormente por una pared interna 7 que se prolonga hacia aguas
abajo, en el sentido de la circulación de los gases, más allá de la
extremidad del cono 4. La pared interna 7 forma parte de una
estructura anular fija 8 que está delimitada exteriormente por un
carenado 9 de perfil aerodinámico.
La pared interna 7 de la estructura fija 8
delimita una cámara interna cilíndrica 11 que tiene un eje de
revolución 12 confundido con el eje del turborreactor, en la que el
flujo caliente Fc entregado por la turbina y el flujo frío Ff
entregado por el canal anular 5 se mezclan, particularmente gracias
a un mezclador de lóbulos 13, tales como los representados en la
fig. 3, estando los lóbulos en posición retraída en la fig. 1. La
mezcla gaseosa obtenida puede ser enriquecida en carburante por
rampas de inyección y sufrir una combustión complementaria en la
cámara interna 11 con el fin de aumentar el empuje del turborreactor
particularmente en la fase de despegue.
Alerones calientes 14 están articulados en la
extremidad aguas abajo 15 de la pared interna 7, y aletas frías 16
están articuladas en la extremidad aguas abajo 17 del carenado 9,
encontrándose las extremidades de aguas abajo 15 y 17 sensiblemente
en el mismo plano transversal perpendicular del eje 12.
Las aletas frías 16 están unidas a las aletas
calientes 14 por bieletas 18. Las aletas calientes 14 están unidas a
un anillo de mando 19 por bieletas 20. El anillo de mando 19 está
dispuesto en un espacio anular previsto entre la pared interna 7 y
el carenado 9, y es desplazado paralelamente al eje 12 por medio de
una pluralidad de gatos de mando sincronizados 21 anclados sobre la
estructura fija 8.
Los desplazamientos de las aletas frías 16 están
subordinados a los desplazamientos de las aletas calientes 14
gracias a las bieletas 18, y las aletas calientes 14 son accionadas
por los gatos 21 según una ley en función de las fases de vuelo,
entre una posición convergente máxima, en la configuración de
crucero mostrada en las figs. 1 y 2, y una posición sensiblemente
cilíndrica, en las configuraciones de despegue y de aterrizaje
mostradas en las figs. 3 a 7.
En la configuración de crucero, así como se ve en
las figs. 1 y 2, las aletas frías 16 son ligeramente convergentes y
están dispuestas en la prolongación de la parte terminal del
carenado 9. En esta configuración las aletas frías 16 forman un
ángulo como máximo igual a 6º con el eje de revolución 12. En las
otras configuraciones, las aletas frías 16 divergen hacia el
exterior.
Aguas abajo de las aletas calientes 14 y de las
aletas frías 16, está previsto un dispositivo de inversión de empuje
30. Este dispositivo 30 comprende dos deflectores idénticos 31 y 32
dispuestos simétricamente con relación a un plano horizontal que
pasa por el eje de revolución 12 y perpendicular al plano de las
figs. 1 a 7.
Estos deflectores 31 y 32 son llevados por la
estructura fija 8, por una parte, por medio de dos pares de brazos
33, 34 y de dos pares de cilindros de mando 35, 36. estando
dispuestos cada par de brazos y cada par de cilindros lateralmente
en el exterior de los deflectores 31 y 32 y en el interior de una
prolongación lateral de la estructura fija 8.
Más precisamente, el deflector superior 31 está
montado articulado en la extremidad de aguas abajo 37 de dos brazos
superiores 33 cuyas extremidades de aguas arriba 38 están
articuladas sobre la estructura fija 8, y está articulado sobre las
extremidades libres 39 de los vástagos 40 de los gatos de mando
superiores 35, a su vez articulados en 41 sobre la estructura fija
8. El deflector inferior 32 está montado de la misma manera sobre
los dos brazos de mando inferiores 34 y los dos gatos inferiores
36.
Los brazos 33 y 34 de un par de brazos
comprenden, centrados en 38, sectores dentados 43, 44 que engranan
entre sí y que aseguran la simetría del desplazamiento de los ejes
de pivotamiento 37 de los dos deflectores 31 y 32 con relación al
plano axial de simetría.
Un gato 50 está interpuesto entre los dos brazos
33 y 34 de un par de brazos. El cilindro 51 de este gato 50 está
articulado en el punto 52 sobre el brazo inferior 34, y su vástago
53 está articulado en el punto 54 sobre el brazo superior 33, siendo
los puntos 52 y 54 simétricos con relación al plano axial de
simetría de los deflectores 31 y 32.
Cada deflector 31, 32 presenta un cuerpo en forma
de arco de sección triangular, delimitado por una pared interna 61,
una pared externa 62 y una pared delantera 63.
En la configuración de crucero, mostrada en las
figs. 1 y 2, la pared externa 62 está situada en la prolongación de
las aletas frías 16, y forma un ángulo de 6º con el eje de
revolución 12. Las aletas frías 16 se extienden hacia atrás en una
distancia sensiblemente igual al doble de la longitud de las aletas
calientes 14. La sección de entrada de los deflectores 31 y 32,
definida por la unión de las paredes internas 61 y de las paredes
delanteras 63 es superior a la sección de salida de las aletas
calientes 14. Las paredes internas 61 constituyen una tobera
divergente en la configuración de crucero. En esta configuración, el
gato 50 y los gatos de mando 35 y 36 están en la posición
retraída.
retraída.
En la configuración de despegue mostrada en las
figs. 3 y 4, el gato 50 está en la posición de extensión y los gatos
de mando 35 y 36 están en la posición retraída. Además, las aletas
calientes 14 están en la alineación de la pared interna 7. Los ejes
de articulación 37 de los brazos 33 y 34 y los ejes de articulación
39 de los gatos de mando 35 y 36 sobre los deflectores 31 y 32,
están dispuestos de tal manera que en esta configuración de
despegue, las paredes internas 61 de los deflectores 31 y 32 están
igualmente en la prolongación de la pared interna 7 de la estructura
fija 8. Las aletas frías 16 están en una configuración divergente y
aseguran sin obstáculo la continuidad aerodinámica del carenado 9 y
de la pared externa 62 de los deflectores 31 y 32.
Partiendo de la configuración de despegue
mostrada en la fig. 3 y 4, es posible retraer más el gato de mando
inferior 36 y sacar ligeramente el vástago del gato de mando
superior 35, con el fin de inclinar las paredes internas 61 de los
deflectores 31 y 32 en 5º aproximadamente con relación al eje de
revolución 12, así como se ha mostrado en la fig. 7. Gracias a esta
disposición, el chorro de gas es inclinado 5º hacia el suelo durante
el despegue. Esta disposición permite principalmente disminuir las
superficies de deriva y de gobierno del avión dimensionadas en el
caso de avería de un motor del ala en la fase de
despegue.
despegue.
El objeto de los deflectores 31 y 32 es realizar
la función de inversión de empuje durante el aterrizaje. A este
efecto, los dos deflectores 31 y 32 son basculados alrededor de los
ejes de articulación 37 por extensión de los vástagos de los gatos
de mando 35 y 36, siendo los gatos verticales 50 entonces retraídos.
En esta configuración de inversión de empuje mostrada en las figs. 5
y 6, las paredes internas 61 de los dos deflectores 31 y 32 están
unidas en el plano axial de simetría y desvían el flujo gaseoso
entregado por la cámara 11 hacia delante y hacia el exterior, lo que
asegura el frenado del avión, por las aberturas laterales 70, 71,
que se abren entre las aletas frías 16 y los deflectores 31, 32. En
esta configuración, las aletas calientes 14 están en la prolongación
de la pared interna 7 de la estructura fija 8 y las aletas frías
divergen hacia el exterior.
Claims (7)
1. Un turborreactor para avión supersónico que
comprende una tobera de eyección, del tipo que comprende un canal de
eyección (7) dispuesto en un carenado externo (9) y por el que
circula en funcionamiento un flujo gaseoso, una serie de aletas
calientes (14) montadas pivotantes en la extremidad de aguas abajo
(15) de dicho canal (7), una serie de aletas frías (16) montadas
pivotantes en la extremidad de aguas abajo (17) del carenado (9), un
dispositivo (30) de inversión de empuje que comprende dos
deflectores (31, 32) idénticos montados pivotantes aguas abajo del
canal de eyección (7), a una y otra parte de un plano axial de
simetría, ocupando dichos dos deflectores (31, 32), bien una
posición de inversión de empuje, en la que sobresalen
transversalmente en el chorro gaseoso aguas abajo de las aletas para
desviar este chorro hacia delante, o bien una posición de chorro
directo, en la que están en la prolongación de las aletas frías
(16), medios de mando de las aletas calientes y aletas frías según
las configuraciones de vuelo, y medios de mando (35, 36) de los
deflectores (31, 32) de la posición del chorro directo a la posición
de inversión de empuje o inversamente de la posición de inversión de
empuje a la posición de chorro directo, caracterizado por el
hecho de que comprende además medios (50) para separar dichos dos
deflectores (31, 32) del plano axial de simetría en la configuración
de despegue.
2. Un turborreactor según la reivindicación 1ª,
caracterizado por el hecho de que las aletas frías (16) son
accionadas para asegurar un perfil aerodinámico sin obstáculo con
dichos dos deflectores (31, 32) en la configuración de despegue y la
configuración de crucero.
3. Un turborreactor según la reivindicación 2ª,
caracterizado por el hecho de que las aletas frías (16) están
subordinadas a las aletas calientes (14) por bieletas (18).
4. Un turborreactor según una cualquiera de las
reivindicaciones 1ª a 3ª, caracterizado por el hecho de que
los dos deflectores (31, 32) están articulados en las extremidades
de dos pares de brazos de soporte (33, 34) laterales y en las
extremidades de al menos un par de gatos (35, 36), estando
dispuestos los brazos (33, 34) de cada par de brazos y los gatos
(35, 36) de cada par de gatos simétricamente con relación al plano
axial de simetría y articulados en sus otras extremidades (38) sobre
una estructura fija (8), y formando dichos gatos (35, 36) los medios
de mando de los deflectores (31, 32).
5. Un turborreactor según la reivindicación 4ª,
caracterizado por el hecho de que los medios para separar los
deflectores (31, 32) en la configuración de despegue comprenden un
gato (50) interpuesto entre los brazos (33, 34) de un par de
brazos.
6. Un turborreactor según la reivindicación 4ª ó
5ª, caracterizado por el hecho de que los dos brazos (33, 34)
de un par de brazos de soporte están unidos por sectores dentados
(43, 44) con el fin de asegurar el desplazamiento simétrico de los
ejes de articulación (38) de los deflectores (31, 32) sobre dichos
brazos (33, 34) con relación al plano axial de simetría.
7. Un turborreactor según una cualquiera de las
reivindicaciones 4ª a 6ª, caracterizado por el hecho de que
los gatos (35, 36) que forman los medios de mando de los deflectores
(31, 32) pueden ser accionados de manera antagonista en la
configuración de despegue con el fin de desviar ligeramente el flujo
gaseoso expulsado.
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