ES2240227T3 - Dispositivo de salida para motor a reaccion. - Google Patents
Dispositivo de salida para motor a reaccion.Info
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Abstract
Un dispositivo de salida para un motor (2) a reacción, que incluye un canal (3) de salida, que define una dirección de flujo (a) principal para un chorro (2) del motor a reacción, en el que el canal (3) de salida tiene un extremo (3'') corriente arriba para estar conectado al motor a reacción y un extremo (3'''') corriente abajo, en el que el canal (3) de salida en la proximidad del extremo (3'''') corriente abajo tiene una forma alargada, vista en sección a través de la dirección de flujo (a), e incluye al menos dos porciones (4 ¿ 6) que están separadas entre sí para un flujo de salida respectivo de dicho chorro, caracterizado porque las porciones de salida (4, 5, 6) incluyen una porción (4) de salida central y dos porciones de salida (5, 6) laterales, una a cada lado de la porción de salida (4) central, en el que dichas porciones de salida (5, 6) laterales incluyen medios (11, 12, 14) para controlar la dirección de salida del flujo de salida en un primer plano y dicha porción de salida (4) central incluye unos medios (17-19) para controlar la dirección de salida del flujo de salida en un segundo plano, que forma un ángulo respecto al primer plano.
Description
Dispositivo de salida para motor a reacción.
La presente invención se refiere a un dispositivo
de salida para un motor a reacción, que incluye un canal de salida
que define una dirección de flujo principal para un chorro
procedente del motor a reacción, en el que el canal de salida tiene
un extremo corriente arriba para estar conectado al motor a
reacción y un extremo corriente abajo, en el que el canal de salida
en la proximidad del extremo corriente abajo tiene una forma
alargada, según se observa en la dirección de flujo, e incluye al
menos dos porciones de tobera que están separadas entre sí para un
flujo de salida respecto de dicho chorro. La invención también se
refiere a una aeronave que incluye un motor a reacción.
Las aeronaves típicas, que están accionadas por
uno o varios motores a reacción, además de las alas delanteras
tienen en la actualidad frecuentemente una porción de cola con una
aleta y dos alas estabilizadoras. Sobre la aleta un timón de
dirección lateral está normalmente previsto para la dirección de la
aeronave en una dirección lateral. Sobre las alas estabilizadoras,
en ciertos casos sobre las alas principales, por ejemplo en las
denominadas alas delta, unos elevadores están provistos para la
dirección de la aeronave en la dirección vertical. Dicha porción de
cola implica un complicado trabajo de diseño para obtener las
propiedades aerodinámicas deseadas y las posibilidades de maniobra
de la aeronave. En ciertos casos es deseable disponer de una porción
de cola que tenga un diseño más simple. Además, las posibilidades
de maniobra que pueden obtenerse por dichos timones de dirección no
puede ser suficiente experimentalmente, en particular si la
aeronave está propulsada a baja velocidad. En la presente solicitud,
un motor a reacción se refiere a cualquier motor a reacción
disponible, como por ejemplo motores turborreactores, a doble
chorro, turbofan, estatorreactores, pulsorreactores, motores de
cohetes, etc.
El documento
US-A-3,570,247 desvela una tobera de
salida para un motor a reacción. La tobera de salida incluye dos
porciones de salida que están provistas una al lado de la otra.
Cada porción de salida incluye unas aletas guía para controlar el
flujo en un plano vertical.
El objeto de la presente invención es suministrar
un diseño alternativo de un dispositivo de salida de una aeronave
con un motor a reacción. En particular, está dirigida a un
dispositivo de salida que permite las posibilidades de maniobra
apropiadas de la aeronave y un diseño más completo de la porción de
cola de la aeronave.
Este objeto se obtiene por el dispositivo de
salida inicialmente definido, que se caracteriza porque al menos
una primera porción de dichas porciones de salida incluye medios
para controlar la dirección de salida del flujo de salida en un
primer plano y porque al menos una segunda porción de dichas
porciones de salida incluye medios para controlar la dirección de
salida del flujo de salida en un segundo plano, que forma un ángulo
respecto al primer plano.
Mediante el diseño de la salida en dos porciones
de salida separadas es posible obtener un chorro que tiene un
efecto estabilizante en vuelo de una aeronave. Dependiendo de las
direcciones de los flujos de salida desde los cuales las porciones
de salida un cierto momento de inclinación y un momento de balanceo
se podrán obtener por mediante dicho dispositivo de salida, será
así posible reemplazar los timones dinámicos correspondientes de
una aeronave convencional en forma tal que se podrá obtener un
diseño de aeronave simplificado. Será posible por medio de los
flujos de salida, suministrar momentos de movimientos determinados
de una aeronave, por ejemplo el momento de guiñada, el momento de
inclinación y el momento de balanceo. De dicha forma, dicho medio de
control de dichas porciones de salida podrá funcionar como el
elevador de la aeronave y así dirigir la aeronave en una dirección
vertical, y a medida que el timón lateral de la aeronave y de dicha
forma la dirección de la aeronave en una dirección horizontal. Al
dirigir uno de los flujos de salida de forma oblicua y hacia arriba
y el otro flujo de salida de forma oblicua hacia abajo, se podrá
obtener un momento de balanceo, por ejemplo. Excepto por el hecho
de que dicho dispositivo de salida da a la porción de cola de la
aeronave un diseño simplificado, se obtiene una muy buena autoridad
en la dirección mediante dicho control, es decir la aeronave
responderá muy bien a cambios en la dirección de los flujos de
salida. Además, dicho control en una dirección vertical es muy útil
cuando la aeronave está propulsada a velocidades relativamente
bajas.
Según una forma de realización ventajosas
adicional de la invención, dicho medio de control de dicha primera
porción de salida está dispuesto para que controle el flujo de
salida implicado de forma independiente de dicho medio de control de
dicha segunda porción de salida conque de dicha forma, será posible
dirigir el flujo desde cada una de las porciones de salida en una
dirección deseada respectiva para suministrar un momento de
movimiento sustancialmente arbitrario a la aeronave.
Según una forma de realización adicional de la
invención, dichas porciones de salida están provistas además de
otras apreciadas en dicha sección. De dicha forma, todas las
porciones de pared podrán estar provistas entre dos porciones
adyacentes de dichas porciones de salida con objeto de separar
entre sí los flujos de salida diferentes.
Según una forma de realización ventajosas
adicional de la invención, dichas porciones de salida incluyen una
porción de salida central y dos porciones de salida laterales, una
a cada lado de la porción de salida central. De dicha forma, dicho
medio de control de las porciones de salida laterales podrá estar
dispuesto ventajosamente para controlar el flujo de salida
implicado en el primer plano, y dicho medio de control de la porción
de salida central podrá estar dispuesto para controlar el flujo de
salida implicado en el segundo plano. De dicha forma, se podrá
dirigir la aeronave en una dirección vertical por medio de una
porción de salida lateral, y en una dirección lateral por medio de
una porción de salida central. De dicha forma, ambas de las alas
estabilizadoras con los elevadores y la aleta con el timón de
dirección en una aeronave convencional podrá ser reemplazado por el
dispositivo de salida según la invención.
Según una forma de realización adicional de la
invención, dicho medio de control incluye al menos una aleta guía
de cada porción de salida. Dicha aleta guía es preferentemente
rotativa alrededor de un eje, que se extiende sustancialmente a
través de la dirección de flujo. Ventajosamente, dicho medio de
control podrá incluir al menos dos aletas guías en cada porción de
salida, en el que el eje rotativo de una de las aletas guías se
extiende sustancialmente de forma paralela con el eje rotatorio de
la otra aleta guía. Las dos aletas guía podrán estar provistas
según una distancia mutua y dispuestas para cerrar el flujo de
salida implicado entre las mismas. De dicha forma, se podrá
controlar de una manera eficiente el flujo de salida en una
dirección deseada que podrá formar un ángulo con la dirección de
flujo. Dicha porción de salida podrá también incluir al menos una
tercera aleta, que está provistas entre las dos aletas guía y que es
rotativa alrededor de un eje de rotación que se extiende
sustancialmente de forma paralela con el eje rotativo de las dos
aletas guía.
El objeto también se obtienen mediante una
aeronave, que incluye un motor a reacción y un dispositivo de
salida en la forma descrita anteriormente. De dicha forma, el
dispositivo de salida podrá estar provisto ventajosamente en la
porción de cola de la aeronave. Será también posible suministrar el
dispositivo de salida corriente debajo de un motor a reacción,
montado por detrás de un ala de la aeronave. La aeronave podrá
formar un aeroplano, un cohete o un misil.
La presente invención se explicará a
continuación, con más profundidad mediante la descripción de formas
de realización diferentes y haciendo referencia a los dibujos
adjuntos.
La figura 1 muestra una vista desde arriba de una
porción de cola de una aeronave con un dispositivo de salida según
una primera forma de realización de la invención.
La figura 2 muestra una vista lateral del
dispositivo de salida.
La figura 3 muestra una sección a lo largo de la
línea III-III de la figura 1.
La figura 4 muestra una vista parcialmente en
sección del dispositivo de salida.
La figura 5 muestra una porción de cola de una
aeronave con un dispositivo de salida según una segunda forma de
realización de la invención.
Las figuras 1 y 2 muestran una porción de cola de
una aeronave 1. La aeronave 1 incluye un motor 2 a reacción,
indicado parcialmente, que está dispuesto para producir un chorro
para la propulsión de la aeronave 1. El motor 2 a reacción conecta a
un canal 3 de salida, que tiene un extremo 3' corriente arriba en
la proximidad del motor 2 a reacción y un extremo 3'' corriente
abajo. El canal 3 de salida define una dirección principal de flujo
para el chorro. El extremo 3' corriente arriba del canal 3 de
salida, que conecta a un motor 2 a reacción, tiene preferentemente
en una forma sustancialmente circular, vista en una sección a
través de la dirección de flujo a. En el extremo 3'' corriente
abajo, el canal 3 de salida tiene una forma alargada vista en
sección a través de la dirección de flujo a.
En el extremo 3'' corriente abajo, el canal 3 de
salida está dividido en tres porciones de salida extendiéndose una
al lado de la otra, y más exactamente una porción 4 de salida
central y dos porciones 5, 6 de salida laterales que están
dispuestas en un lado respectivo de la porción 4 de salida central.
Las dos porciones de salida 4-6 están separadas
mutuamente por medio de dos porciones 7 y 8 de pared, que se
extienden en la dirección de flujo a y sustancialmente de forma
vertical en una posición de operación normal de la aeronave 1. Las
porciones 7 y 8 de pared tienen un diseño aerodinámico y de dicha
forma permiten partir el chorro en tres flujos de salida
separados.
Cada una de las porciones 4-6 de
salida mostradas incluye un medio para controlar la dirección de
salida del flujo de salida respectivo. Sin embargo, debe hacerse
notar que dicho medio de control no necesariamente tiene que estar
provisto en la porción 4 de salida central, sino que esta porción 4
de salida podrá estar dispuesta para conducir su salida de forma
sustancialmente recta hacia atrás en la dirección de flujo principal
a en todas las posiciones de operación.
En la forma de realización desvelada, dicho medio
de control de las porciones 5 y 6 de salida laterales incluye dos
aletas 11 y 12 guía que son rotativas alrededor de un eje de
rotación extendido de forma sustancialmente perpendicular a la
dirección de flujo principal a y sustancialmente de forma
horizontal en dicha posición de operación normal, véase también la
figura 3. Cada aleta 11 y 12 guía incluye una superficie de guía que
forma una pared limitante para el flujo de salida en la porción 5 y
6 de salida respectiva. En una posición normal, las dos aletas 11 y
12 guía se extienden de forma tal que dichas superficies de guía
son sustancialmente paralelas entre sí. Sin embargo, debe hacerse
notar que las superficies de guía podrán también converger en
alguna forma en la dirección de flujo principal a, en la forma
indicada en la figura 3 o divergir en alguna forma. Como sea precia
adicionalmente en la figura 3, las aletas 11 y 12 guía podrán rotar
alrededor de sus ejes de rotación respectivos hacia arriba y hacia
abajo. Si las aletas 11, 12 guía son rotadas hacia arriba, el flujo
de salida será dirigido de forma oblicua hacia arriba en relación a
la dirección de flujo principal a, y si las aletas 11 y 12 guía son
rotadas hacia abajo, el flujo de salida será dirigido de forma
oblicua hacia abajo, en relación a la dirección de flujo principal
a. Consecuentemente, las aletas 11 y 12 guía podrán funcionar como
elevadores para la aeronave 1. La figura 3 indica esquemáticamente
un miembro 13 de ajuste en la forma de un cilindro hidráulico para
el ajuste de la posición rotativa de las aletas 11 y 12 guía.
Además, las dos porciones 5, 6 de salida laterales podrán incluir al
menos una aleta 14 guía intermedia, que está provista
sustancialmente de forma exacta en la mitad entre las dos aletas 11
y 12 guía y que pueden rota alrededor de un eje de rotación
extendido en paralelo con el eje de rotación de las dos aletas 11 y
12 guía. Por medio de la aleta 14 guía intermedia, se mejora
adicionalmente el efecto de dirección del flujo de salida.
Las aletas guía 11, 12 y 14 tienen un diseño
sustancialmente idéntico para las dos porciones de salida 5 y 6
laterales. Sin embargo, las aletas guía 11, 12 y 14 de una de las
porciones de salida 5 laterales son controlables de una forma
individual con relación a las aletas guía 11, 12 y 14 de la otra
porción de salida 6 lateral. De dicha forma, el flujo de salida
desde una de las porciones de salida 5 laterales podrá ser dirigido,
por ejemplo, de forma oblicua hacia arriba, mientras que el flujo
de salida de la otra porción de salida lateral podrá ser dirigido
de forma oblicua hacia abajo. Dado que las dos porciones de salida 5
y 6 laterales están posicionadas simétricamente en un lado
respectivo del eje x longitudinal central de la aeronave 1, la
aeronave 1 de dicha forma podrá obtener un momento de balanceo
dirigiendo las aletas guía 11, 12 y 14 de una forma apropiada.
También, la porción de salida 4 central incluye
unas aletas 17 y 18 con una superficie de guía en forma una pared
limitante de la porción de salida 4 central. Las aletas guía 17 y
18 son rotativas alrededor de un eje rotativo respectivo que se
extiende en paralelo entre ambas, a través de la dirección de flujo
a y sustancialmente de forma horizontal en dicha posición de
operación normal. Los ejes rotativos de las aletas de salida 17, 18
son de dicha forma perpendiculares de forma sustancial en relación a
los ejes rotativos de las aletas guía 11, 12 y 14. También, la
porción de salida 4 central podrá incluir al menos una aleta guía
19 intermedia que es rotativa alrededor de un eje de rotación, que
se extiende en paralelo con los ejes rotativos de las aletas guía
17 y 18. La figura 1 indica esquemáticamente un miembro de ajuste
20 en la forma de un cilindro hidráulico para el ajuste del ángulo
rotativo de las aletas guía 17, 18 y 19. Por medio de las aletas
guía 17, 18 y 19 y el flujo de salida de la porción de salida 4
central podrá dirigirse de dicha forma recto y dirigido hacia
atrás, hacia la izquierda o hacia la derecha, y de forma tal que la
aeronave podrá ser dada un momento de guiñada hacia la derecha o
hacia la izquierda. Las aletas guía 17, 18 y 19 de la porción de
salida 4 central podrán reemplazar de dicha forma el timón de
dirección convencional de la aeronave.
La figura 5 desvela otra forma de realización de
la invención, que difiere de la primera forma de realización por la
escisión de la porción de salida 4 central. Una aeronave 1 como la
mencionada podrá por el contrario incluir un estabilizador vertical
normal con un timón de dirección, en el que la conducción de la
aeronave 1 en las posibilidades de dirección vertical y del
balanceo son reguladas por las dos porciones de salida 5 y 6
laterales que están separadas entre sí por una porción de pared
21.
La invención no está limitada a las formas de
realización desveladas, sino que se pueden hacer variaciones y
modificaciones dentro del alcance de las reivindicaciones
siguientes.
Claims (19)
1. Un dispositivo de salida para un motor (2) a
reacción, que incluye un canal (3) de salida, que define una
dirección de flujo (a) principal para un chorro (2) del motor a
reacción, en el que el canal (3) de salida tiene un extremo (3')
corriente arriba para estar conectado al motor a reacción y un
extremo (3'') corriente abajo, en el que el canal (3) de salida en
la proximidad del extremo (3'') corriente abajo tiene una forma
alargada, vista en sección a través de la dirección de flujo (a), e
incluye al menos dos porciones (4 - 6) que están separadas entre sí
para un flujo de salida respectivo de dicho chorro,
caracterizado porque las porciones de salida (4, 5, 6)
incluyen una porción (4) de salida central y dos porciones de
salida (5, 6) laterales, una a cada lado de la porción de salida
(4) central, en el que dichas porciones de salida (5, 6) laterales
incluyen medios (11, 12, 14) para controlar la dirección de salida
del flujo de salida en un primer plano y dicha porción de salida
(4) central incluye unos medios (17-19) para
controlar la dirección de salida del flujo de salida en un segundo
plano, que forma un ángulo respecto al primer plano.
2. Dispositivo de salida según la reivindicación
1, caracterizado porque dicho ángulo es sustancialmente
perpendicular.
3. Dispositivo de salida según la reivindicación
2, caracterizado porque dicho primer plano está concebido
para extenderse sustancialmente de forma vertical en una posición
de operación normal.
4. Dispositivo de salida según la reivindicación
3, caracterizado porque dichos medios de control (11, 12,14,
17, 18, 19) de dicha la primera porción de salida (4, 5, 6) están
dispuestos para controlar el flujo de salida implicado
independientemente de dichos medios de control (11, 12, 14, 17, 18,
19) de dicha segunda porción de salida (4, 5, 6).
5. Dispositivo de salida según una cualquiera de
las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque
dichas porciones de salida (4, 5, 6) están dispuestas una detrás de
otra observado en dicha sección.
6. Dispositivo de salida según la reivindicación
5, caracterizado porque una porción de pared (7, 8) está
provista entre dos porciones de salida adyacentes de dichas
porciones de salida (4, 5, 6).
7. Dispositivo de salida según una cualquiera de
las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque
dichos medios de control (11, 12, 14) de las porciones de salida
(5, 6) laterales están dispuestos para controlar el flujo de salida
implicado en el primer plano y porque en dichos medios de control
(17, 18, 19) de la porción (4) de salida central están dispuestos
para controlar el flujo de salida implicado en el segundo plano.
8. Dispositivo de salida según una cualquiera de
las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque dicho
medio de control incluye al menos una aleta guía para cada porción
de salida (4, 5, 6).
9. Dispositivo de salida según la reivindicación
8, caracterizado porque dicha aleta guía que es rotativa
alrededor de un eje que se extiende sustancialmente a través de la
dirección de flujo (a).
10. Dispositivo de salida según la reivindicación
9, caracterizado porque dicho medio de control incluye al
menos dos aletas guía (11, 12; 17, 18) de cada una de las porciones
de salida (4, 5, 6), en el que el eje rotativo de una de las aletas
guía (11; 17) se extiende sustancialmente paralelo al eje rotativo
de la otra aleta guía (12; 18).
11. Dispositivo de salida según la reivindicación
10, caracterizado porque las dos aletas guía (11, 12; 17,
18) están provistas a una distancia entre sí y dispuestas para
encerrar el flujo de salida implicado entre las mismas.
12. Dispositivo de salida según la reivindicación
11, caracterizado porque dicha porción de salida (4, 5, 6)
incluye al menos una aleta guía (14, 19) intermedia, que está
provista entre las dos aletas guía (11, 12; 17, 18) y es rotativa
alrededor de un eje rotativo extendido sustancialmente paralelo con
el eje rotativo de las dos aletas guía (11, 12; 17, 18).
13. Dispositivo de salida según una cualquiera de
las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el
canal (3) de salida en la proximidad del extremo (3') corriente
arriba tiene una forma sustancialmente circular, visto en una
sección a través de la dirección de flujo (a).
14. Una aeronave que incluye al menos un motor a
reacción, caracterizada por un dispositivo de salida según
una cualquiera de las reivindicaciones precedentes.
15. Una aeronave según la reivindicación 14,
caracterizada porque el dispositivo de salida está provisto
en una porción de cola de la aeronave.
16. Una aeronave según la reivindicación 14,
caracterizada porque el dispositivo de salida está provisto
en la proximidad de un ala de la aeronave.
17. Una aeronave según la reivindicación 14 a 16,
en forma de un aeroplano.
18. Una aeronave según la reivindicación 14 a 16,
en forma de un cohete.
19. Una aeronave según la reivindicación 14 a 16,
en forma de un misil.
Applications Claiming Priority (2)
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| SE9904734A SE515379C2 (sv) | 1999-12-22 | 1999-12-22 | Utloppsanordning för en jetmotor samt flygfarkost med en utloppsanordning |
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