ES2387595A1 - Métodos y sistemas para minimizar las distorsiones de flujo en las palas de la hélice de una aeronave causadas por pilones delanteros - Google Patents

Métodos y sistemas para minimizar las distorsiones de flujo en las palas de la hélice de una aeronave causadas por pilones delanteros Download PDF

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Abstract

Métodos y sistemas para minimizar las distorsiones de flujo en las palas de la hélice de una aeronave causadas por pilones delanteros. Los métodos comprenden pasos inyectar fluido en la zona de las palas de la hélice (2) desde la parte trasera de dichos pilones (4) para minimizar los efectos de dichas distorsiones detectadas a través los valores de un primer conjunto de parámetros tales como presión acústica y vibración en la estructura de la aeronave y vibración en las palas de la hélice (2) que se obtienen continuamente o mediante modelos ligados a uno o más parámetros de un segundo conjunto de parámetros indicativo de las condiciones de vuelo tales como altitud de vuelo, velocidad de vuelo, potencia de propulsión, velocidad de rotación de las palas obtenida de la señal de un tacómetro, temperatura ambiente del aire. La invención también se refiere a un sistema para implementar dichos métodos.

Description

MÉTODOS Y SISTEMAS PARA MINIMIZAR LAS DISTORSIONES DE FLUJO EN LAS PALAS DE LA HÉLICE DE UNA AERONAVE CAUSADAS POR PILONES DELANTEROS
5
CAMPO DE LA INVENCION
1 0
Esta invención se refiere a aeronaves con sistemas de propulsión soportados por pilones delanteros (aguas arriba) y específicamente a métodos y sistemas para minimizar los efectos de las distorsiones de flujo en las palas de la hélice causadas por dichos pilones y particularmente para reducir ruido y vibraciones.
ANTECEDENTES
1 5 2 O 2 5 3 0
Un flujo de aire no homogéneo incidente en un sistema de propulsión de hélices produce un incremento del ruido aero-acústico generado por el sistema de propulsión. Un caso particular tiene lugar cuando el sistema de propulsión está unido a la estructura del fuselaje del avión por medio de un pilón, estando el sistema de propulsión detrás del pilón. Esta disposición produce una distorsión de flujo inducida por el pilón en las palas de la hélice. Se han descrito métodos para reducir el efecto del flujo distorsionado, denominado "estela", en US 5,156,353 [Gliebe y Majjigi], US 4,917,336 [Jacobs y Shivashankara] y US 4,966,338 [Gordon]. Glieb y Majjigi describen la física relacionada con la estela detrás de una estructura de pilón y estiman la cantidad de aire necesaria que hay que inyectar para "rellenar" la estela del pilón en una determinada situación de vuelo. Proponen consecuentemente una inyección estática de gas que puede variar cuando hay un cambio en la situación de vuelo. Jacobs y Shivashankara muestran los resultados obtenidos con una disposición esencialmente similar a la de la idea de Glieb y Majjigi, mostrando
también el efecto de la posición radial sobre la hélice y reivindican protección
para una disposición de montaje de la máquina que compensa ese efecto.
Gordon describe el uso de una "veleta móvil" para reducir la estela.
Ninguna de las tres patentes mencionadas tiene en cuenta la respuesta
5
dinámica del avión como consecuencia del flujo distorsionado en la hélice y
consecuentemente no alcanzan una reducción significativa del ruido y las
vibraciones.
Esta invención está orientada a la solución de ese problema.
1 0
SUMARIO DE LA INVENCION
Es un objeto de la presente invención proporcionar métodos y sistemas
que permiten la reducción de la respuesta dinámica de una aeronave resultante
de un flujo distorsionado procedente de un pilón delantero que soporta un
1 5
sistema de propulsión de hélices.
Otro objeto de la presente invención es proporcionar métodos y sistemas
que permiten la reducción del ruido y las vibraciones causadas por un sistema
de propulsión de una aeronave de hélices al rotar en un flujo distorsionado
procedente de un pilón delantero.
2 o
En un aspecto, estos y otros objetos se consiguen proporcionando un
método para minimizar los efectos de distorsiones de flujo causadas por pilones en
las palas de la hélice de dispositivos de propulsión de hélice unidos a un
componente de una aeronave por medio de pilones delanteros comprendiendo
pasos de:
2 5
-a) Inyectar fluido en la zona de las palas de la hélice desde la parte
trasera de dichos pilones.
-b) Obtener continuamente los valores de un primer conjunto de
parámetros indicativos de los efectos de dichas distorsiones, tal como la presión
acústica dentro de la estructura de la aeronave (particularmente en la cabina de
3 0
pasajeros) y/o en la superficie exterior de la estructura de la aeronave, la
vibración en la estructura de la aeronave y la vibración en las palas de la hélice.
-c) Adaptar continuamente la inyección de fluido de manera que se
minimicen dichas distorsiones utilizando los datos obtenidos en la etapa b).
En otro aspecto, estos y otros objetos se consiguen proporcionando un
método para minimizar los efectos de distorsiones de flujo causadas por pilones en
5
las palas de la hélice de dispositivos de propulsión de hélice unidos a un
componente de una aeronave por medio de pilones delanteros comprendiendo
pasos de:
-b) Construir modelos de las relaciones entre inyección de fluido desde
la parte trasera de dichos pilones en la zona de las palas de la hélice y las
1 0
variaciones de uno o más parámetros de un primer conjunto de parámetros
indicativos de los efectos de dichas distorsiones, tales como la presión acústica
dentro de la estructura de la aeronave (particularmente en la cabina de
pasajeros) y/o en la superficie exterior de la estructura de la aeronave, la
vibración en la estructura de la aeronave y la vibración en las palas de la hélice,
1 5
ligados a uno o más parámetros de un segundo conjunto de parámetros
indicativos de las condiciones de vuelo de la aeronave, tales como altitud de
vuelo, velocidad de vuelo, potencia de propulsión, velocidad de rotación de las
palas y temperatura ambiente del aire.
-b) Inyectar fluido en dicha zona determinando el volumen del fluido
2 o
inyectado usando el modelo correspondiente a los valores actuales de uno o
más parámetros de dicho segundo conjunto de parámetros.
En una realización preferente, el parámetro usado para determinar el
volumen del fluido inyectado es la velocidad de rotación de la hélice. Se
consigue con ello un método que usa una señal de referencia apropiada para
2 5
una regulación fácil y rápida de la inyección de fluido.
En otra realización preferente, dichos modelos se actualizan usando los
valores de los parámetros indicativos de los efectos de dichas distorsiones. Se
consigue con ello un método que permite un control adecuado y estable de la
inyección de fluido.
3 o
En otro aspecto, los objetos mencionados anteriormente se consiguen
proporcionando una aeronave con dispositivos de propulsión de hélices con
palas unidos a un componente de una aeronave por medio de pilones
delanteros comprendiendo un sistema para minimizar los efectos de
distorsiones de flujo causadas por los pilones en las palas de la hélice que
incluye:
5
a) Medios sensores de un primer conjunto de parámetros indicativos de
los efectos de dichas distorsiones, tal como la presión acústica dentro de la
estructura de la aeronave (particularmente en la cabina de pasajeros) y/o en la
superficie exterior de la estructura de la aeronave, la vibración en la estructura
de la aeronave y la vibración en las palas de la hél ice
1 0
b) Medios de inyección de fluidos en dichos pilones para inyectar fluido
en la zona de las palas de la hélice desde la parte trasera de dichos pilones.
c) Medios de control para regular el volumen de la inyección de fluido al
efecto de minimizar dichas distorsiones.
En una realización preferente, dichos medios de inyección de fluido
15
comprenden varios dispensadores de fluido controlados individualmente
distribuidos a lo largo del borde de salida de dichos pilones. Se consigue con
ello un sistema que permite la inyección de un volumen variable de fluido a lo
largo del borde de salida del pilón.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán
2 O
de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de
su objeto en relación con las Figuras que se acompañan.
BREVE DESCRIPCiÓN DE LAS FIGURAS
2 5
La Figura 1 es una vista en planta desde arriba de una aeronave con un
sistema de propulsión posterior al pilón incorporando un sistema según esta
invención.
La Figura 2 es una vista parcial lateral de una aeronave con un sistema
de propulsión posterior al pilón incorporando un sistema según esta invención.
La Figura 3 es una vista de una sección según la línea A-A de la Figura 1
mostrando la configuración esquemática de los medios de inyección de fluido
usados en un sistema según esta invención.
La Figura 4 es una vista de una sección según la línea B-B de la Figura 1 mostrando los medios sensores usados en un sistema según esta invención.
DESCRIPCION DETALLADA DE LAS REALlZACION ES PREFERENTES
10 La teoría Aero-Acústica enseña que el sonido generado por la pala de una hélice viene dominado típicamente por el efecto de volumen que produce monopolos acústicos y el efecto de la presión en la pala que produce dipolos acústicos. Ambos tipos de fuente aparecen a lo largo del radio de las palas y se integran típicamente sobre un segmento radial de las palas.
15 Un flujo distorsionado causado por una estructura de pilón influencia la aero-acústica por medio de la densidad local en las palas que influencia el monopolo acústico y el dipolo acústico como resultado de la distorsión de la presión en la pala. La irregularidad de las fuentes de ruido, como consecuencia de la distorsión del flujo inducida por el pilón, causa un ruido adicional y unas
20 fuerzas dinámicas desequilibradas en el sistema de propulsión. También es probable que se incrementen efectos aero-acústicos de orden alto, tales como los que causan cuatripolos acústicos, como resultado de un flujo distorsionado en la región de las palas. Métodos
25 En una real ización preferente, la presente invención propone un método que es capaz de adaptar continuamente el control de la inyección de fluido, basado en las salidas de un sistema de sensores que puede ser implementado utilizando medios conocidos de proceso de señal y algoritmos de control conocidos. Muchos algoritmos de control están diseñados para minimizar una
3 0 llamada función de error que, en este caso, incluiría típicamente la respuesta dinámica medida por los sensores, aunque no estaría limitada a ello. Un tipo de
algoritmos especialmente apropiado serían los métodos de mínimos cuadrados
promedio basados en el gradiente. Otro tipo de algoritmos apropiados serían
los llamados algoritmos de control de mínimos cuadrados recursivos (RLS).
En otra realización preferente el método según la presente invención usa
5
un modelo de las relaciones entre inyección de fluido y el cambio resultante de
vibraciones y ruido. Estos modelos son muy útiles para alcanzar un control
adecuado y estable.
La construcción de esos modelos puede ser realizada mediante
mediciones en vuelo en unas condiciones "off-line" en las que el objetivo no es
1 0
el control de la vibración ó el sonido sino el establecimiento de modelos
basados en el control directo o indirecto de un parámetro medible relacionado
con el volumen de inyección de fluido y la respuesta dinámica de la aeronave.
Otra opción es disponer de un sistema de identificación "on-line" en el
que los modelos se construyen paralelamente con el control usando un
1 5
algoritmo de actualización paralelo a los algoritmos de control. El algoritmo del
sistema de identificación puede implicar un segundo volumen de inyección de
fluido no correlacionado con la inyección de fluido determinada por el algoritmo
de control.
La implementación de los métodos que venimos de describir se lleva a
2 o
cabo preferiblemente usando al menos una señal de referencia derivada de una
señal de tacómetro. Las señales de tacómetro tienen típicamente la forma de un
pulso que tiene lugar cuando la pala de la hélice está en una cierta posición.
Puede ser formada a partir de los componentes sinusoidales de una señal de
tacómetro, con un ciclo temporal relacionado con el tiempo entre dos o más
2 5
pulsos temporales de tacómetro. Los métodos para formar y actualizar
continuamente señales de referencia son obvios para el experto en el proceso
de señales.
Con una señal de referencia apropiada, la inyección de fluido puede ser
regulada rápidamente para seguir los componentes de frecuencia contenidos en
3 0
al menos una señal de referencia. Esto puede hacerse usando filtros
adaptativos. Estos filtros adaptativos se refieren a la salida del dispensador de
flujo para la señal de referencia usada y pueden ser actualizados
continuamente durante la operación del sistema de control en función de la
salida de la señal del sensor.
La actualización de dichos filtros se hace según una ley de control
5
implementada en la unidad de control. Los modelos previamente mencionados
de relación entre inyección de fluido y respuesta dinámica de la aeronave son
un elemento clave a este respecto para algoritmos como el algoritmo de
mínimos cuadrados promedio filtrado X. Es probable que la relación entre la
inyección de fluido y la respuesta dinámica del la aeronave dependa de las
1 0
condiciones de vuelo.
Se puede conseguir una mayor velocidad de adaptación y estabilidad del
método disponiendo de modelos almacenados ligados a parámetros de
condiciones de vuelo. El acceso a parámetros de vuelo asegura el uso del
modelo apropiado en cada momento operacional así como el control de la
15
actualización y re-almacenamiento de los modelos. Se pueden considerar tanto
modelos discretos válidos en un rango de parámetros de condiciones de vuelo o
en una combinación de condiciones de vuelo como modelos basados en al
menos una función continua para alcanzar un compromiso óptimo de
funcionalidad, estabilidad y coste del sistema.
2 o
La técnica anterior enseña que una inyección de fluido tiene un efecto
positivo en la velocidad en la zona de las palas de la hélice pero hay una zona
donde persiste la disminución de velocidad (ver, por ejemplo, la Fig. 8 de US
4,917,336). Para contrarrestar ese efecto, la presente invención propone el
control de la frecuencia de flujo dispensado de acuerdo con los datos de las
2 5
condiciones de vuelo. Esto proporciona una frecuencia de acoplamiento de
manera que se limita o incluso se elimina la disminución de velocidad para cada
cámara diferente de presión en el área de influencia de las palas.
Sistemas
La invención se refiere a la reducción de ruido y vibraciones generadas
3 0
por un sistema de propulsión 3 de una aeronave unido al fuselaje 5 a través de
un pilón 4 con palas de hélice 2 rotando en un flujo distorsionado 1 procedente
de dicho pilón 4 y propone, en la realización preferente ilustrada en las Figuras,
un sistema para reducir la respuesta dinámica de la aeronave que comprende
medios para proporcionar una inyección de fluido 9 dinámicamente controlada,
medios sensores 11 para medir la respuesta dinámica de la aeronave en
5
términos, preferiblemente, de vibraciones estructurales y respuesta acústica en
cualquier fluido dentro de la estructura afectada, y medios de control 10 para
determinar la inyección de fluido 9 óptima en función de la respuesta dinámica
detectada.
Los medios de inyección de fluido comprenden al menos una cámara de
1 0
presión 7 con fluido a una presión más alta que la circundante y al menos un
dispensador de fluido 6 con un mecanismo de válvula 8 para dispensar fluido 9
de manera controlada.
En una realización preferente los medios de inyección de fluido
comprenden varios dispensadores de fluido 6 separados y al menos una
1 5
cámara de presión 7 con fluido a una presión más alta que la circundante y al
menos un mecanismo de válvula 8 dinámicamente controlado a alta velocidad
para dispensar fluido 9 a través de al menos un dispensador de fluido 6.
Mediante el uso de varios dispensadores de fluido 6 la efectividad de la
inyección de fluido presurizado 9 en la corriente de flujo para compensar las
2 o
distorsiones causadas por el pilón 4 actúa en más zonas de las palas de hél ice
2 y no solo en una zona específica como en el dispositivo descrito en US
4,917,336. Además, los dispensadores de fluido 6 pueden estar controlados
individualmente para alcanzar una inyección óptima de fluido tanto en
localización como en tiempo.
2 5
Se pueden usar diferentes métodos para mantener una presión
relativamente constante en la cámara de presión 7, usando por ejemplo el
llamado "aire purgado" de una maquinaria turbo, aunque esto no forma parte de
la presente invención.
Preferiblemente se alcanza una alta precisión en el control de la
3 0
inyección de fluido 9 mediante el uso de actuadores dinámicos con dispositivos
basados, por ejemplo, en materiales con efectos piezo-eléctricos con un
potencial particular en relación con un movimiento de precisión a alta velocidad
combinado con una alta eficiencia y sin necesidad de partes separadas (como
se necesita por ejemplo en los actuadores electro-dinámicos).
En una realización preferente, el dispensador de fluido 6 puede tener una
5
más estructuras con forma de concha con al menos una capa de un material
activo tal como un material piezo-eléctrico. Aplicando un voltaje al piezo la
estructura con forma de concha se deforma primariamente en un movimiento de
flexión y regula la resistencia al flujo en una manera similar a una válvula para
ajustar la cantidad de fluido que pasa a través del dispensador de fluido 6. La
1 0
estructura de superficie así como la forma de la estructura de la superficie
pueden estar diseñadas para alcanzar una variabilidad óptima. Una
característica que se puede alcanzar es una muy alta resistencia al flujo cuando
la disposición similar a una válvula está en una posición cerrada, otra
característica puede ser una gran variación de la resistencia al flujo con una
15
variación muy pequeña de la apertura de la válvula.
Los medios sensores 11 comprenden sensores estándar de sonido y
vibraciones combinados con la apropiada electrónica de acondicionamiento de
la señal. A las señales eléctricas de los sensores se les aplican típicamente
factores de ponderación para obtener cantidades con significado físico, por
2 O
ejemplo, velocidad de vibración en metros por segundo o presión acústica en
Pascales (N/m2). Se pueden aplicar factores de ponderación adicionales para
atenuar sensores en ciertas regiones o para establecer una relación entre
niveles de vibración y niveles de presión acústica. Un caso especial son los
factores de ponderación para filtrado espacial. Tal filtrado espacial puede
2 5
enfatizar la detección de formas especiales de respuesta tales como
"eigenmodes" estructurales ó acústicos y también otras distribuciones
espaciales de vibraciones y presión acústica. Mediante la aplicación de factores
de ponderación a las señales eléctricas de los sensores se puede alcanzar una
mayor funcionalidad y estabilidad del control.
3 O
Los medios de control 10 comprenden medios para recibir señales de los
medios sensores 11 mencionados y/o señales de los sensores o controladores
de condiciones de vuelo (proporcionando información de parámetros tales como altitud de vuelo, velocidad de vuelo, potencia de propulsión , velocidad de rotación de las palas y temperatura ambiente del aire) y medios de proceso para obtener la cantidad de fluido más apropiada para reducir la respuesta dinámica de la aeronave.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones
10 siguientes.

Claims (7)

  1. REIVINDICACIONES
    1.-Un método para minimizar los efectos de distorsiones de flujo causadas por pilones en las palas de la hélice (2) de dispositivos de propulsión de hélice (3) 5 unidos a un componente (5) de una aeronave por medio de pilones delanteros (4),
    caracterizado porque comprende pasos de: -a) inyectar fluidos en la zona de las palas de la hélice (2) desde la parte trasera de dichos pilones (4); -b) obtener continuamente los valores de un primer conjunto de 10 parámetros indicativos de los efectos de dichas distorsiones; -c) adaptar continuamente la inyección de fluido (9) de manera que se minimicen dichas distorsiones utilizando los datos obtenidos en la etapa b).
  2. 2.-Un método según la reivindicación 1, caracterizado porque dicho 15 primer conjunto de parámetros comprende uno o más de los siguientes: -presión acústica dentro de la estructura de la aeronave y/o en la
    superficie exterior de la estructura de la aeronave; -vibración en la estructura de la aeronave; -vibración en las palas de la hélice (2).
  3. 3.-Un método según la reivindicación 2, caracterizado porque el valor de dicha presión acústica dentro de la estructura de la aeronave se obtiene en la cabina de pasajeros.
    2 5 4.-Un método para minimizar los efectos de distorsiones de flujo causadas por pilones en las palas de la hélice (2) de dispositivos de propulsión de hélice (3) unidos a un componente (5) de una aeronave por medio de pilones delanteros (4), caracterizado porque comprende pasos de:
    -
    a) construir modelos de las relaciones entre inyección de fluido desde la
    30 parte trasera de dichos pilones (4) en la zona de las palas de la hélice (2) y las variaciones de uno o más parámetros de un primer conjunto de parámetros indicativos de los efectos de dichas distorsiones, ligados a uno o más
    parámetros de un segundo conjunto de parámetros indicativos de las
    5
    condiciones de vuelo de la aeronave; -b) Inyectar fluido en dicha zona determinando el volumen del fluido inyectado (9) usando el modelo correspondiente a los valores actuales de uno o más parámetros de dicho segundo conjunto de parámetros.
    10
    5.Un método según la reivindicación 4, caracterizado porque dicho primer conjunto de parámetros comprende uno o más de los siguientes: -presión acústica dentro de la estructura de la aeronave y/o en la superficie exterior de la estructura de la aeronave; -vibración en la estructura de la aeronave; -vibración en las palas de la hélice (2).
    15
    6.-Un método según la reivindicación 5, caracterizado porque el valor de dicha presión acústica dentro de la estructura de la aeronave se obtiene en la cabina de pasajeros.
    2 O 25
    7.Un método según cualquiera de las reivindicaciones 4-6, caracterizado porque dicho segundo conjunto de parámetros comprende uno o más de los siguientes: -altitud de vuelo; -velocidad de vuelo; -potencia de propulsión; -velocidad de rotación de las palas obtenida de la señal de un tacómetro; -temperatura ambiente del aire.
    30
    8.Un método según la reivindicación 4, caracterizado porque el parámetro usado para determinar el volumen de la inyección de fluido es la velocidad de rotación de las palas.
  4. 9.-Un método según cualquiera de las reivindicaciones 4-8, caracterizado porque también comprende pasos de:
    -
    c) obtener los valores de un primer conjunto de parámetros indicativos de los efectos de dichas distorsiones; -d) actualizar dichos modelos usando datos obtenidos en el paso c).
    5 10.-Aeronave con dispositivos de propulsión de hélices (3) con palas (2) unidos a un componente (5) de una aeronave por medio de pilones delanteros (4), caracterizado porque comprende un sistema para minimizar los efectos de distorsiones de flujo causadas por los pilones en las palas de la hélice (2) que incluye:
    lOa)medios sensores (11) de un primer conjunto de parámetros indicativos de los efectos de dichas distorsiones; b) medios de inyección de fluidos en dichos pilones (4) para inyectar fluido (9) en la zona de las palas de la hélice (2) desde la parte trasera de dichos pilones (4);
    15 c) medios de control (10) para regular el volumen de la inyección de fluido
    (9) al efecto de minimizar dichas distorsiones.
  5. 11.-Aeronave según la reivindicación 10, caracterizada porque dicho primer conjunto de parámetros comprende uno o más de los siguientes: 2 O -presión acústica dentro de la estructura de la aeronave y/o en la
    superficie exterior de la estructura de la aeronave; -vibración en la estructura de la aeronave; -vibración en las palas de la hélice (2).
    25 12.-Aeronave según la reivindicación 11, caracterizada porque el valor de dicha presión acústica dentro de la estructura de la aeronave se obtiene en la cabina de pasajeros.
  6. 13.-Aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 10-12, 30 caracterizada porque dichos medios de inyección de fluido comprenden al menos una cámara de presión (7) conectada al menos un dispensador de fluido
    (6) que tiene una válvula (8) para regular la cantidad de fluido inyectado (9).
  7. 14.-Aeronave según la reivindicación 13, caracterizada porque dichos medios de inyección de fluido comprenden varios dispensadores de fluido (6) distribuidos a lo largo del borde de salida de dichos pilones (4).
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