ES2575683T3 - Dispositivo de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave con chorros de fluido de la misma orientación - Google Patents

Dispositivo de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave con chorros de fluido de la misma orientación Download PDF

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ES2575683T3
ES2575683T3 ES09738306.1T ES09738306T ES2575683T3 ES 2575683 T3 ES2575683 T3 ES 2575683T3 ES 09738306 T ES09738306 T ES 09738306T ES 2575683 T3 ES2575683 T3 ES 2575683T3
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Jean-Paul Bonnet
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Peter Jordan
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Abstract

Reactor de aeronave de eje longitudinal (XX'), que comprende una pared (30) que rodea un flujo de gas que es eyectado por un extremo de aguas abajo de la pared según el eje longitudinal, varios conductos (32, 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46) repartidos en la periferia del extremo de aguas abajo (30a) de la pared y que comprende cada uno de ellos una porción terminal provista de un orificio de salida, siendo apto cada conducto para eyectar un chorro de fluido por su orificio de salida, teniendo los citados conductos sensiblemente la misma orientación angular con respecto al extremo de aguas abajo (30a) con el fin de que los chorros que salen de estos conductos estén orientados en la misma dirección, formando cada chorro de fluido eyectado por el orificio de salida (32b) correspondiente un ángulo de desvío (d) con el eje longitudinal (XX') según una vista en proyección del orificio de salida (32b) con respecto al eje longitudinal en un plano que contiene al eje longitudinal, estando separados, los citados conductos, llamados conductos primarios, unos de otros, caracterizado por que al menos un conducto, llamado conducto secundario, está adosado a cada conducto primario y dispuesto de manera adyacente y paralela a éste.

Description

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DESCRIPCION
Dispositivo de reduccion del ruido generado por un reactor de aeronave con chorros de fluido de la misma orientacion
El invento se refiere a un reactor de aeronave.
De manera conocida, un reactor de aeronave se presenta bajo la forma de una barquilla o gondola en el centro de la cual esta posicionada una turbo-maquina.
Esta barquilla esta destinada a ser montada bajo el ala de una aeronave por medio de un mastil de reactor.
La turbo-maquina esta compuesta de un generador de gas que acciona una soplante montada sobre el eje del generador de gas, aguas arriba de este ultimo segun la direccion longitudinal de la barquilla del reactor.
El flujo de aire que atraviesa longitudinalmente la barquilla penetra en parte en el generador de gas y participa en la combustion.
Este flujo se llama flujo primario y es eyectado a la salida del generador.
La parte del flujo de aire que entra en la barquilla y que no atraviesa el generador de gas es impulsado por la soplante.
Este flujo, llamado secundario, fluye por un paso anular, de manera concentrica con respecto al flujo primario. Este paso esta formado entre una pared longitudinal externa (pared de la barquilla) y una pared longitudinal interna que rodea al generador de gas.
El flujo secundario es eyectado desde la barquilla al extremo de aguas abajo de la pared externa de esta segun una direccion sensiblemente longitudinal del reactor.
La pared interna que rodea al generador de gas define igualmente con una pieza longitudinal interna un paso anular por el cual fluye el flujo primario.
Este flujo es eyectado al extremo de aguas abajo de la pared interna que rodea el generador de gas.
Durante las fases de despegue, el flujo de gas que es eyectado (flujo primario y secundario) adopta velocidades muy elevadas. A estas velocidades, el encuentro del flujo eyectado con el aire del entorno, lo mismo que el encuentro del flujo primario y el secundario, generan un ruido importante.
Se conoce, por la solicitud internacional WO2002/013243, un dispositivo para fluido de reduccion del ruido generado por un reactor de aeronave.
Este dispositivo comprende varios pares de conductos que desembocan en una especie de tobera del reactor que eyectan un chorro propulsor y que estan repartidos por la periferia de esta tobera.
Los conductos de cada par eyectan cada uno un chorro de aire y estan dispuestos de manera convergente uno con respecto a otro para generar en la salida un triangulo de interaccion de los chorros de aire o “triangulo fluido”.
El angulo de convergencia de los conductos esta comprendido entre 40 y 70°.
Este dispositivo es satisfactorio para pequenas dimensiones de las toberas.
Sin embargo, cuando los diametros de las toberas adoptan valores relativamente elevados, por ejemplo del orden del metro, el dispositivo citado anteriormente pierde su eficacia.
Los chorros de fluido salidos de los conductos convergentes no pueden, en efecto, interactuar con la totalidad del chorro propulsor eyectado por la tobera. Por eso, una parte de este se encuentra con el flujo periferico externo del aire, generando asf ruido.
Ademas, si bien los micro-chorros convergentes son eficaces generando triangulos fluidos, su convergencia puede provocar interacciones que generan ruidos parasitos de frecuencias mas altas.
Otro dispositivo para fluido de reduccion de ruido, esta divulgado en la solicitud de patente FR 2892152. Existe pues una necesidad de reducir el ruido provocado por la eyeccion del o de los flujos de gas a la salida de la barquilla del reactor de una aeronave.
A estos efectos, el invento tiene por objeto un reactor de aeronave, segun la reivindicacion 1, que comprende una pared que rodea un flujo de gas que es eyectado por un extremo de aguas abajo de la pared segun el eje longitudinal, varios conductos repartidos en la periferia del extremo de aguas abajo de la pared y que comprende cada uno una porcion terminal provista de un orificio de salida, siendo apto cada conducto para eyectar un chorro de
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fluido por su orificio de salida, caracterizado porque los conductos estan conformados de tal manera que eyectan chorros de fluido sensiblemente paralelos entre sf, formando cada chorro de fluido eyectado por el orificio de salida correspondiente un angulo de desvfo con el eje longitudinal XX' segun una vista en proyeccion en un plano que contiene el eje longitudinal.
Al orientar todos los chorros de fluido salidos de los orificios en la misma direccion segun una misma incidencia lateral (angulo desvfo del mismo signo), estos chorros no convergen y se evitan asf las interacciones entre los chorros que son el origen de los ruidos parasitos.
Los chorros de fluido realizan una interaccion con el chorro propulsor (flujo de gas eyectado) de una naturaleza comparable a la de los chorros convergentes (descritos en la solicitud WO 2002/013243), en la generacion de turbulencias longitudinales. Sin embargo, no forman un triangulo fluido y no ponen en marcha ciertas generaciones de turbulencias propias de estas perturbaciones fluidas triangulares.
Estos chorros asf orientados (con una incidencia lateral) se reparten por la periferia externa del flujo de gas eyectado longitudinalmente y se enrollan alrededor de este ultimo a la manera de una helice.
Los chorros de fluido asf generados reducen la interaccion entre el flujo de gas eyectado por el extremo de aguas abajo de la pared y el flujo de gas (por ejemplo, el aire) que fluye por la periferia externa de la pared del reactor.
Por esto, el flujo externo es arrastrado menos facilmente por la eyeccion de alta velocidad del flujo de gas que antes y el ruido generado por el encuentro de estos flujos es asf reducido.
Cuantos mas cerca estan los chorros de fluido, mas contribuyen a formar una pantalla fluida alrededor del flujo de gas eyectado, creando de alguna manera un revestimiento de aislamiento acustico que impide las interacciones de flujo que son el origen del ruido.
Conviene hacer notar que sin embargo existe un compromiso entre el numero de chorros y el caudal aceptable que corresponde a una carga en el motor que debe ser limitada en algunos porcentajes.
Por otra parte, si hubiese una continuidad de chorros segun la periferia, no habna generacion de turbulencias longitudinales y no se introducina ninguna ruptura de los modos acimutales.
Se observara que son los conductos los que confieren a los chorros de gas, por su configuracion o su conformacion geometrica, su orientacion geometrica con respecto al flujo de gas eyectado y, especialmente, el angulo de desvfo de estos chorros aislados unos de otros.
Segun una caractenstica, los conductos estan conformados de tal manera que eyectan cada chorro de fluido de una manera inclinada en direccion al eje longitudinal XX' segun un angulo de penetracion que esta comprendido, por ejemplo, entre 8° (penetracion debil) y 60° (penetracion fuerte).
Esta inclinacion sobre el eje longitudinal que constituye el eje del flujo de gas eyectado permite a los chorros de fluido eyectados con una incidencia lateral dada, interactuar con este flujo a la manera de los chorros convergentes mencionados anteriormente en referencia a la solicitud WO2002/013243.
Esta interaccion genera turbulencias longitudinales que son eficaces para amplificar el efecto producido por los chorros simples.
Segun una primera propuesta, el angulo de desvfo esta formado por la orientacion de la porcion terminal de un conducto con el eje longitudinal XX', mientras que el angulo de penetracion esta formado por la inclinacion del orificio de salida del conducto en direccion del eje longitudinal XX'.
Las dos orientaciones diferentes de los chorros de fluido estas dadas pues por dos elementos distintos de cada conducto: la porcion terminal que puede estar acodada con respecto a la porcion de aguas arriba del conducto y el orificio de salida que puede estar conformado (por ejemplo, biselado...) de la manera apropiada para conferir la orientacion complementaria deseada.
En este ejemplo, la porcion terminal del conducto esta acodada lateralmente y el orificio de salida esta orientado hacia el eje longitudinal.
Segun una segunda propuesta, el angulo de desvfo esta formado por la orientacion del orificio de salida de un conducto con el eje longitudinal XX' mientras que el angulo de penetracion esta formado por la inclinacion de la porcion terminal de un conducto en direccion del eje longitudinal XX'.
Es este ejemplo, la porcion terminal del conducto esta acodada en direccion del eje longitudinal y el orificio de salida esta orientado lateralmente.
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Una y otra de estas soluciones puede ser adoptada en funcion de los requisitos de integracion con la pared del reactor (integracion en la cara externa o interna de la pared o en el espesor de esta), y de la configuracion del reactor.
El reparto de los conductos no es regular forzosamente segun la periferia. Por ejemplo, los conductos pueden estar repartidos por grupos de tres o mas, con intervalos entre los grupos de tal manera que generan turbulencias longitudinales entre los grupos. Ademas, el reparto en la periferia puede ser adaptado en funcion de las limitaciones vinculadas a la geometna del reactor, como, por ejemplo, teniendo en cuenta la presencia de la estela del mastil. Tambien, se puede querer romper una periodicidad acimutal (para cambiar los modos acusticos) o no actuar de la misma manera con respecto al ruido percibido en el suelo y al ruido generado hacia el cielo.
Segun una caractenstica, los conductos estan conformados de tal manera que eyectan cada chorro de fluido formando, con el eje longitudinal XX', un angulo de desvfo que esta comprendido entre 40 y 70° y, por ejemplo, igual a 60°.
Es necesaria una incidencia lateral relativamente fuerte con el fin de que los chorros de fluido producidos adopten una orientacion que les permita interactuar eficazmente con el flujo de gas eyectado.
En funcion de esta orientacion de los chorros es posible modular la interaccion entre los chorros y el flujo eyectado a lo largo del eje longitudinal del reactor.
Segun una caractenstica, los conductos llamados conductos primarios, estan separados unos de otros, estando al menos un conducto llamado conducto secundario asociado a cada conducto primario y dispuesto de manera adyacente y paralela a este.
Se pueden disponer varios conductos lado a lado, paralelamente entre sf (en haz) de tal manera que eyecten chorros de fluido paralelos segun la misma direccion, desviados con respecto al angulo longitudinal.
Se forma asf una lamina fluida que ofrece una cobertura fluida mas extensa que la que produce un solo conducto.
Por eso, la pantalla fluida es mas ancha y es asf mas impermeable al flujo externo por la pared del reactor.
La reduccion de ruido obtenida con esta disposicion de los conductos es por tanto aumentada.
Ademas, al no ser los chorros concurrentes no generan fuentes parasitas de interaccion.
Se observara que los diferentes conductos asociados pueden adoptar inclinaciones en la direccion del eje longitudinal (angulo de penetracion) diferentes de un conducto a otro con el fin de modular el efecto fluido y la configuracion del haz fluido asf formado.
Segun una caractenstica, el extremo de aguas abajo de la pared comprende una pluralidad de dientes repartidos por la periferia de esta con el fin de formar un dispositivo mecanico de atenuacion acustica.
Los dientes interactuan con el flujo de gas salido del extremo de aguas abajo donde estan situados, dando origen asf a turbulencias que se propagan a lo largo del flujo (en la direccion longitudinal del reactor) y contribuyen a reducir el ruido.
Cuando los conductos de eyeccion del fluido estan situados en relacion con el extremo de aguas abajo de la pared, los dientes pueden estar dispuestos al nivel de este mismo extremo para reforzar el efecto de atenuacion del ruido generado por el reactor.
A tftulo de variante, los dientes pueden estar situados al nivel del otro extremo de aguas abajo de la pared que rodea la salida de otro flujo eyectado del reactor.
Segun otra variante, los conductos de eyeccion del fluido y los dientes pueden estar integrados en el mismo extremo de aguas abajo de la pared, mientras que otro extremo de aguas abajo de la pared que rodea la salida de otro flujo eyectado del reactor puede igualmente estar equipado con diente solos o con conductos solos o bien con dientes en cooperacion con conductos.
Segun una caractenstica, los conductos estan asociados a los dientes, que confieren al extremo de aguas abajo de la pared una forma dentada que comprende una sucesion de picos y huecos.
El chorro fluido que sale de cada conducto se asocia a la turbulencia longitudinal generada al nivel del diente asociado y refuerza asf su accion anti-ruido.
Segun una caractenstica, cada diente comprende una parte inclinada que une el pico con el hueco adyacente, los conductos estan conformados en relacion con los dientes de tal manera que cada chorro de fluido sea eyectado paralelamente a la direccion de inclinacion de una de las partes inclinadas del diente correspondiente.
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Cada conducto esta, por ejemplo, situado a lo largo de una de las partes inclinadas de un diente y su orificio de salida esta dispuesto en el pico del diente.
Asf situados, los conductos producen chorros que prolongan de alguna manera los efectos de los dientes al darles una incidencia. Se realizan asf, de alguna manera, dientes muy asimetricos, y esto de manera fluida, es decir, sin perjudicar las caractensticas aerodinamicas en vuelo de crucero.
El invento tiene igualmente por objeto una aeronave que comprende al menos un reactor de aeronave conforme a la breve exposicion mencionada anteriormente.
Otras caractensticas y ventajas apareceran en el transcurso de la descripcion que sigue, dada unicamente a tttulo de ejemplo no limitativo y hecha en referencia a los dibujos anexos, en los que:
-la figura 1 es una vista general esquematica en corte longitudinal de un reactor de aeronave en el cual solo ha sido retirada la parte superior de la cubierta de la soplante;
- la figura 2a es una vista esquematica en perspectiva de un extremo de aguas abajo de la pared de la barquilla equipada segun un modo de realizacion que no forma parte del invento;
- la figura 2b es una vista esquematica parcial desde arriba de tres conductos representados en la figura 2a;
- la figura 2c es una vista esquematica parcial segun A mostrando la inclinacion sobre el eje (angulo de penetracion) de los chorros salidos de los conductos;
- la figura 2d ilustra de manera esquematica la configuracion de un conducto acodado inclinado sobre el eje XX';
- la figura 2e ilustra una variante de realizacion de la configuracion de la figura 2d;
- la figura 2f ilustra de manera esquematica la implantacion de un conducto en la pared de la barquilla;
- la figura 3 es una vista esquematica en perspectiva de un extremo de aguas abajo de la pared de la barquilla equipado segun un modo de realizacion del invento;
- la figura 4a es una vista esquematica parcial en perspectiva de un extremo de aguas abajo de la pared de la barquilla equipado segun un modo de realizacion que no forma parte del invento;
- la figura 4b es una vista esquematica parcial en perspectiva de un extremo de aguas abajo de la pared de la barquilla, equipado segun un modo de realizacion del invento.
Como esta representado en la figura 1 y designado con la referencia general 2, una barquilla de un reactor de aeronave envuelve una turbo-maquina 4 y esta montada bajo un ala 6 de una aeronave de manera conocida gracias a un mastil de reactor 8.
La turbo-maquina 4 comprende un generador de gas que acciona una soplante 10 montada en el eje del generador, aguas arriba de este ultimo segun la direccion longitudinal de la barquilla del reactor.
La barquilla presenta una simetna de revolucion alrededor del eje longitudinal XX'.
El flujo de aire 12 que entra en la barquilla, atraviesa longitudinalmente esta, penetra en parte en el generador de gas 4 y participa en la combustion.
El flujo propulsor caliente 14 eyectado a la salida del generador se llama flujo primario.
La parte del flujo de aire 12 que entra en la barquilla y que no atraviesa el generador de gas es impulsado por la soplante 10.
Este flujo propulsor frio 16, llamado flujo secundario, fluye por un paso anular 18 dispuesto de forma concentrica con respecto al flujo primario 14.
Este paso 18 esta formado entre una pared longitudinal externa 20 (cubierta de la barquilla) y una pared longitudinal interna 22 (cubierta del motor) rodeando el generador de gas.
El flujo secundario 16 es eyectado desde la barquilla por el extremo de aguas abajo 20a de la pared externa 20, sensiblemente segun la direccion longitudinal del reactor.
La pared longitudinal interna 22 que define la envoltura externa del generador de gas, define, con la parte longitudinal central 24, que constituye el corazon del motor, otro paso anular 26 por el cual circula el flujo primario 14.
Este flujo es eyectado mas particularmente por el extremo de aguas abajo 22a de la pared interna 22.
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Un dispositivo para fluido, de reduccion del nivel sonoro del reactor segun el invento, esta aplicado a la barquilla del reactor 2 de la figura 1.
Este dispositivo esta situado, por ejemplo, en relacion con la pared exterior 20 (cubierta exterior) sensiblemente cilmdrica de la barquilla y que rodea el paso anular 18 por el cual es eyectado el flujo secundario 16.
Puede estar situado igualmente en relacion con la pared interior 22 (cubierta interior) de la barquilla que rodea la turbo-maquina 4 y por el extremo de la cual es eyectado el flujo primario 14.
Se observara que un dispositivo para fluido puede estar previsto para una y/o para otra de las dos paredes concentricas (cubiertas exterior e interior).
Mas particularmente, el dispositivo para fluido segun el invento esta asociado a un extremo llamado de aguas abajo 20a y/o 22a de la pared correspondiente, al nivel del borde de fuga de esta (igualmente llamado labio de salida).
El dispositivo para fluido segun el invento es apto para generar, bajo mando, una perturbacion del flujo inmediatamente aguas abajo del extremo de aguas abajo de la pared en la periferia exterior del flujo (primario o secundario) eyectado por este extremo.
Se observara que el dispositivo para fluido segun el invento puede ser anadido simplemente a una tobera de la barquilla del reactor existente, sin alterar en ningun caso la concepcion y la fabricacion de esta ultima.
La perturbacion fluida modifica la forma en la que el flujo eyectado se encuentra con el flujo exterior (que es el aire que rodea la barquilla cuando el flujo eyectado es el flujo secundario) e interactua con el flujo eyectado con la finalidad de formar turbulencias que se propagan longitudinalmente hacia aguas abajo.
El fenomeno citado anteriormente tiene por objeto disminuir el ruido generado por el reactor asf equipado, especialmente durante las fases de despegue y aproximacion de la aeronave.
El dispositivo segun el invento puede revestir diferentes formas de realizacion y algunas estructuras del dispositivo van a ser descritas en lo que sigue.
Sin embargo, cada una de estas estructuras ofrece la ventaja de reducir de manera eficaz en ruido generado por un reactor de grandes dimensiones (por ejemplo, diametro de la corona exterior de la barquilla del orden de un metro).
Esta ventaja se obtiene gracias al hecho de que la perturbacion fluida generada forma un pantalla fluida (barrera) impermeable o casi impermeable al flujo (primario o secundario) eyectado.
Asf, la impulsion del flujo exterior con velocidad axial inferior en el flujo eyectado con velocidad axial superior esta impedida o, en todo caso, limitada. Se deduce de ello que la produccion de una turbulencia fina responsable de la radiacion acustica de alta frecuencia es fuertemente reducida.
Para hacer esto, los medios constitutivos del dispositivo que son aptos para generar una perturbacion fluida comprenden varios conductos de eyeccion de chorros de fluido que estan dispuestos en la periferia del extremo de aguas abajo de una de las paredes 20 o 22 y con la misma orientacion geometrica.
Asf, los chorros de fluido generados bajo mando por estos conductos tienen sensiblemente la misma orientacion angular con respecto al eje longitudinal del reactor. No estan alineados con este eje longitudinal.
Los chorros salidos de los conductos forman en efecto cada uno un angulo de desvfo casi identico con el eje longitudinal (segun una vista en proyeccion en un plano que contiene este eje).
La inyeccion de estos chorros desviados con respecto al eje longitudinal del flujo eyectado (flujo primario o secundario) en el extremo de aguas abajo de la pared, favorece la formacion de vortices longitudinales. Estos vortices longitudinales son creados por la interaccion de los chorros de fluido con la capa de mezcla del flujo (primario o secundario) eyectado en la cual el gas del flujo se enrolla alrededor de cada chorro.
Estos vortices longitudinales reducen asf la eficacia acustica del flujo eyectado.
En la figura 2a, varios dispositivos equipan una de las dos paredes de la barquilla representadas en la figura 1 y que, aqrn esta referenciada con 30. La pared representada en la figura 2a forma una tobera por la cual discurre un flujo (primario o secundario) que es eyectado por el extremo de aguas abajo 30a de la pared segun la direccion dada por el eje XX'.
Los dispositivos para fluidos 32, 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46 estan, por ejemplo, regularmente repartidos por la periferia exterior del extremo aguas abajo 30a de la pared, al nivel de la corona de salida 48, y estan separados unos de otros.
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Se observara que, en otras formas de realizacion, los dispositivos pueden estar integrados en el espesor de la pared o sobre la cara interna de esta, que esta en contacto con la corriente del flujo (primario o secundario) eyectado.
Conviene igualmente observar que los dispositivos pueden estar repartidos de manera diferente segun el acimut.
Esto permite, por ejemplo, tener en cuenta la presencia del mastil del reactor 8 que modifica la corriente.
Esta disposicion no homogenea permite igualmente tener en cuenta la directividad del ruido y los requisitos reglamentarios en materia de ruido con respecto al vecindario. Es preferible, en efecto, limitar el ruido radiado hacia el suelo que el ruido radiado hacia el cielo.
Se va a describir ahora la constitucion de los dispositivos tomando como ejemplo el dispositivo 32, siendo los demas dispositivos identicos a este en este modo de realizacion.
El dispositivo 32 comprende un conducto que esta unido, por ejemplo, mediante un tubo de transporte de aire (no representado), a la parte de alta presion del reactor.
El conducto 32 comprende una porcion terminal 32a que esta provista, en su extremo libre de un orificio de salida 32b. Alimentado de esta manera en aire comprimido, el conducto transporta este aire hasta su orificio de salida donde es eyectado bajo la forma de un chorro.
En el ejemplo representado en la figura 2a, el orificio es de forma circular y el chorro adopta un diametro circular. Sin embargo, son posibles otras configuraciones de orificios.
La figura 2b muestra la disposicion en una vista desde arriba (en proyeccion en un plano que contiene el eje XX') de tres conductos 32, 34 y 36 en relacion con el borde de fuga 30a y su inclinacion. Los tres conductos tienen sensiblemente la misma orientacion angular con el fin de que los chorros que salen de estos conductos esten orientados en la misma direccion. Esta direccion forma un angulo de desvfo d con el eje XX'.
Todos los conductos de las figuras 2a y 2b presentan u mismo angulo de desvfo que esta comprendido generalmente entre 40 y 70°.
La inclinacion de los conductos da a los chorros que han salido una componente de velocidad tangencial con respecto a la velocidad del chorro propulsor (flujo eyectado). Esta componente tangencial, por el hecho de la interaccion con el chorro propulsor, provoca una rotacion de los chorros sobre sf mismos.
Cuando la realizacion se refiere a la corona que separa el chorro exterior frio (flujo secundario) y el chorro central caliente (flujo primario), la rotacion de los chorros arrastra el aire frio exterior al interior del chorro propulsor, volviendo a salir el aire caliente, por el contrario, por el exterior de los chorros.
Resulta de ello una homogenizacion de las temperaturas desde la salida de la tobera, pudiendo contribuir a la reduccion del ruido generado por esta tobera. Se produce igualmente un efecto de pantalla termica, favorable igualmente a la reduccion del ruido radiado.
Se observara que la porcion terminal del conducto 32 comprende una primera parte 32ai (figura 2a) que esta acodada con respecto a una parte de aguas arriba del conducto 32c con el fin de conferir al conducto la orientacion (angulo d) ilustrada en la figura 2b. La porcion terminal 32a comprende una segunda parte recta 32a2 que forma el extremo libre del conducto y que posee el orificio de salida 32b.
Ademas, los conductos primarios 32a, 32b estan generalmente inclinados, al menos en su parte terminal, en direccion al eje longitudinal XX', segun un angulo p llamado angulo de penetracion.
El angulo p esta representado en la figura 2c que es una vista segun la direccion A de la figura 2b y que muestra, en una vista de lado, la inclinacion con respecto al eje XX' de los conductos.
Esta inclinacion es obtenida generalmente gracias a la forma biselada del borde de fuga (labio de salida) del extremo de aguas abajo de la pared, tal como esta representada de manera aumentada en la figura 2d. El angulo p esta comprendido generalmente entre 8° (penetracion debil) y 60° (penetracion fuerte). Esta inclinacion permite aumentar la perturbacion del flujo eyectado inclinando el chorro fluido con respecto al eje del flujo.
Asf, la porcion terminal 32a y la porcion aguas arriba 32c del conducto primario estan dispuestas contra la cara externa inclinada del borde de fuga y adoptan la misma orientacion con respecto al eje XX' que el borde de fuga.
El conducto 32 comprende, aguas arriba, una parte acodada 32d con respecto a una parte rectilmea horizontal 32e situada contra la cara externa de la pared 30. Esta parte acodada confiere al conducto 32 la inclinacion p deseada.
Sin embargo, los conductos pueden alternativamente adoptar una orientacion diferente (angulo p') a la del borde de fuga, como esta representado en la figura 2e que es una variante de la configuracion de la figura 2d.
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Se observara que el angulo p' puede estar mas inclinado con respecto al eje XX' que el angulo p en una variante de realizacion.
Ademas, se observara que los conductos o tubuladuras pueden estar integrados en el espesor de la pared (cubierta) de la barquilla y adoptar asf angulos diferentes de los de la pared.
Asf, la figura 2f ilustra una variante en la cual un conducto 50 conforme al invento es situado en el interior de la pared 30 a lo largo de a direccion de extension (longitudinal) de la pared.
Ese conducto comprende una porcion rectilmea 52 y una porcion de conducto 54 que forma un codo con respecto a la porcion rectilmea con el fin de dar al orificio de salida 56 del conducto la orientacion deseada (angulo de desvm y angulo de penetracion).
El codo es lo suficientemente corto como para que el orificio de salida desemboque a ras de la pared o a una pequena distancia de esta.
La porcion del conducto que forma el codo puede presentar una curvatura continua y, por ejemplo, estar realizada por curvado.
Alternativamente, la porcion que forma el codo puede estar formada por una porcion recta del conducto unida a la porcion rectilmea segun un angulo de union.
Se observara ademas que la implantacion de los conductos en la pared permite no aumentar el tamano y no perjudicar las prestaciones aerodinamicas.
Segun otra variante, los conductos pueden estar inclinados cada uno segun un angulo de penetracion diferente con el fin de modular el impacto de los chorros salidos de estos conductos segun el contorno del extremo de aguas abajo 30a, por ejemplo, por razones de directividad del ruido, los requisitos de medio ambiente...Se observara, sin embargo, que los angulos estan seleccionados de manera apropiada para que los chorros asf orientados permitan generar turbulencias longitudinales.
La inyeccion lateral de los chorros en la periferia del fluyo eyectado axialmente proporciona una cobertura fluida (no continua, pues los chorros estan separados) extendida sobre una pequena distancia con respecto al extremo de aguas abajo 30a.
Se observara que el numero de conductos a instalar depende del diametro de la salida de la tobera.
Con el fin de reducir el ruido producido por lo chorros propulsores de los reactores en el momento de la fase de despegue o de la fase de aproximacion del avion, se desencadena un soplado de aire comprimido a traves de las alimentaciones de aire hasta los conductos repartidos al nivel de la corona de salida de la citada tobera. La corona concernida puede ser, ya sea la que separa (corona interior) el flujo caliente (flujo primario) y el flujo frio (flujo secundario), ya sea la que separa el flujo frio (flujo secundario) y el aire ambiental (corona de la barquilla). Por el posicionamiento de los conductos al nivel de la corona de salida, asf como por su reparto, los chorros de aire comprimido son propulsados fuera de los conductos segun las incidencias de desvm y de penetracion seleccionadas, perturbando entonces el chorro propulsor.
Los chorros de aire constituyen los chorros controlados. Unidos a la parte de alta presion del reactor, su alimentacion es hecha efectiva unicamente en las fases en las que es necesario el control (generalmente durante las fases de despegue y de aterrizaje). Fuera de estas fases, los dispositivos para fluidos segun el invento se hacen inactivos por el simple corte de la alimentacion de aire comprimido. La aeronave asf equipada, no presenta ningun perjuicio en terminos de empuje o de perdida de potencia.
Se observara que los chorros pueden ser activados independientemente unos de otros, ofreciendo asf un sistema de perturbacion del flujo eyectado particularmente flexible. Asf, puede considerarse una activacion parcial de los citados chorros: accionamiento de los chorros posicionados arriba, abajo, a la derecha o a la izquierda de la citada tobera de la figura 2a, modificando asf la directividad de las emisiones sonoras.
Segun una variante, los chorros de control pueden ser accionados de manera estacionaria con el fin de reducir los caudales de los chorros de control o de mejorar las prestaciones del control.
Conviene precisar que la velocidad del aire comprimido que circula en los conductos es sensiblemente identica a la velocidad del flujo eyectado por la tobera (chorro propulsor).
La relacion masica entre el caudal de los chorros de aire eyectados por los conductos y el del flujo eyectado esta comprendida entre alrededor del 0,2% y el 2%.
Segun una variante, los chorros de aire pueden ser supersonicos en funcion de las aplicaciones consideradas.
Un segundo modo de realizacion del invento esta ilustrado en la figura 3.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
Esta figura difiere de la figura 2a por el numero de conductos orientados paralelamente con un mismo angulo de desvfo (el angulo de penetracion puede variar entre los conductos).
La disposicion de los conductos de la figura 2a esta repetida (los conductos de la figura 2a son llamados aqu conductos primarios), pero se han anadido otros varios conductos, llamados secundarios, a cada conducto primario, paralelamente a este, con el fin de constituir un haz de conductos que tengan la misma orientacion (desvfo).
As^ una pluralidad de haces 60, 62, 64, 66, 68, 70, 72, 74 estan dispuestos en la periferia del extremo de aguas abajo 30a de la pared 30 de la barquilla y eyectan bajo mando chorros reforzados.
Cada haz de conductos esta constituido, como para el haz 60, de un conducto primario 60a (identico al conducto 32 de la figura 2a) al cual estan asociados varios, por ejemplo tres, conductos secundarios 60b, 60c, 60d.
Tal haz produce una perturbacion fluida de mayor extension (lateral) y su interaccion con el flujo propulsor produce efectos amplificados.
La pluralidad de chorros casi juntos salidos de un haz forma una especie de lamina fluida.
La figura 4a representa una pared sensiblemente cilmdrica 80 de una tobera (primaria o secundaria) por la cual discurre un flujo de gas (primario o secundario) que es eyectado por el extremo de aguas abajo 82 (borde de fuga) de esta pared.
Este extremo de aguas abajo difiere del extremo de aguas abajo 30a de las figuras 2a-2e por la presencia de una pluralidad de dientes mecanicos sucesivos 84 a 96 repartidos por toda la periferia del borde de fuga y que confieren a este ultimo una forma dentada obtenida por corte.
El extremo 82 de aguas abajo esta configurado asf con una alternancia de picos y de huecos unidos entre sf por porciones inclinada y que constituyen una sucesion de motivos de dientes.
Cada diente (tal como el diente 86) comprende un pico (86a) y dos partes inclinadas (86b, 86c) que unen respectivamente este pico con dos huecos adyacentes (85, 87).
Como esta representado en la figura 4a, un conducto apto para eyectar un chorro de fluido esta asociado a cada diente. Solo tres conductos 98, 100, 102 estan representados en esta figura sobre la cara externa de los dientes.
Conviene observar que los conductos pueden estar localizados alternativamente en el espesor de la pared 80 con el fin de perturbar lo menos posible el flujo externo por la pared.
Segun otra variante, los conductos pueden estar dispuestos sobre la cara interna de la pared 80, es decir en el interior de la tobera por la cual es eyectado el flujo de gas.
Los conductos estan dispuestos, al menos en su porcion terminal, paralelamente entre sf con el fin de que los chorros de fluido generados tengan todos la misma direccion con respecto al eje longitudinal (angulo de desvfo).
Mas particularmente, los conductos pueden estar configurados para que su porcion terminal sea paralela a la direccion de inclinacion de una de las partes inclinada de los dientes. Asf, el angulo de desvfo viene dado por la inclinacion de estas partes inclinadas que forman los bordes de los dientes, provocando asf una asimetna fluida de los dientes.
Los conductos estan dispuestos, por ejemplo, lo mas cerca del borde de los dientes, como esta representado en la figura 4a, con el fin de que el orificio de salida de los conductos este situado en el pico del diente correspondiente.
Asf localizado, el chorro de fluido produce efectos maximos.
Los efectos estan asf amplificados pues los chorros contribuyen a las estructuras turbulentas generadas 'por los dientes. Esta disposicion permite utilizar dientes de menor tamano pero de la misma eficacia con menores perjuicios en terminos de empuje durante el vuelo de crucero (pues mas pequenos y/o menos invasivos en el flujo propulsor).
Se observara que el orificio de salida de cada conducto esta inclinado en direccion al eje longitudinal XX' con el fin de conferir al conducto considerado el angulo de penetracion deseado.
La figura 4b ilustra un modo de realizacion del invento que difiere del tercer modo de la figura 4a por la presencia de una pluralidad de conductos situados lado a lado sobre los dientes en lugar de un solo conducto.
Un haz de conductos (por ejemplo tres conductos) esta dispuesto en la proximidad de uno de los bordes de cada motivo de diente para que el haz de chorros de fluido generado (lamina fluida) sea eyectado lo mas cerca posible del pico del diente y produzca asf una eficacia maxima.
Mas particularmente, se conserva cada conducto llamado conducto primario, situado a lo largo del borde del diente de la figura 4a. Uno o varios otros conductos llamados secundarios (por ejemplo dos conductos) estan adosados al conducto primario para constituir un haz de conductos paralelos que tengan por tanto un mismo angulo de desvfo.
Los tres haces representados comprenden as^ los conductos 98, 104, 106, 100, 108, 111 y 102, 112, 114.
5 Los conductos pueden tener todos el mismo angulo de penetracion en el seno de un mismo haz y entre cada uno de los haces.
Alternativamente, en el interior de un mismo haz los conductos pueden tomar diferentes orientaciones con el fin de modular el efecto fluido producido e igualmente el efecto acustico. Por ejemplo, el conducto adyacente al borde del diente puede presentar un angulo de penetracion de un valor mayor que el del conducto mas alejado.
10 Esta disposicion permite aumentar la produccion de estructuras de turbulencias longitudinales.
Segun otra variante, las orientaciones pueden variar alternativamente de un haz a otro pero permanecer identicas en el seno de un mismo haz.
Segun otra variante todavfa, las orientaciones pueden variar alternativamente en el seno de un mismo haz y de un haz a otro.
15 Estas diferentes variantes permiten crear efectos parecidos a las plumas remeras de las alas de los pajaros mezclando diferentes orientaciones posibles de turbulencias.
Las diferentes disposiciones descritas anteriormente permiten hacer variar localmente los efectos de los chorros tanto longitudinal como transversalmente.
Estas disposiciones permiten igualmente adaptar la orientacion geometrica de los chorros a ciertas direcciones 20 privilegiadas de emision danos sonoros.
Estas disposiciones permiten ademas reducir el ruido repartiendo las energfas.
Las diferentes observaciones y ventajas formuladas a la vista del modo de realizacion de la figura 4a se aplican igualmente al modo de la figura 4b.

Claims (9)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    REIVINDICACIONES
    1. Reactor de aeronave de eje longitudinal (XX'), que comprende una pared (30) que rodea un flujo de gas que es eyectado por un extremo de aguas abajo de la pared segun el eje longitudinal, varios conductos (32, 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46) repartidos en la periferia del extremo de aguas abajo (30a) de la pared y que comprende cada uno de ellos una porcion terminal provista de un orificio de salida, siendo apto cada conducto para eyectar un chorro de fluido por su orificio de salida, teniendo los citados conductos sensiblemente la misma orientacion angular con respecto al extremo de aguas abajo (30a) con el fin de que los chorros que salen de estos conductos esten orientados en la misma direccion, formando cada chorro de fluido eyectado por el orificio de salida (32b) correspondiente un angulo de desvfo (d) con el eje longitudinal (XX') segun una vista en proyeccion del orificio de salida (32b) con respecto al eje longitudinal en un plano que contiene al eje longitudinal, estando separados, los citados conductos, llamados conductos primarios, unos de otros, caracterizado por que al menos un conducto, llamado conducto secundario, esta adosado a cada conducto primario y dispuesto de manera adyacente y paralela a este.
  2. 2. Reactor segun la reivindicacion 1, caracterizado por que los conductos estan conformados de tal manera que eyectan cada chorro de fluido de forma inclinada en direccion el eje longitudinal (XX') segun un angulo de penetracion (p).
  3. 3. Reactor segun las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado por que el angulo de desvfo esta formado por la orientacion de la porcion terminal de un conducto con el eje longitudinal (XX'), mientras que el angulo de penetracion esta formado por la inclinacion del orificio de salida del conducto en la direccion del eje longitudinal (XX').
  4. 4. Reactor segun las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado por que el angulo de desvfo esta formado por la orientacion del orificio de salida de un conducto con el eje longitudinal (XX'), mientras que el angulo de penetracion esta formado por la inclinacion de la porcion terminal de un conducto en la direccion del eje longitudinal (XX').
  5. 5. Reactor segun una de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por que los conductos estan conformados de tal manera que eyectan cada chorro de fluido formando, con el eje longitudinal (XX') un angulo de desvfo que esta comprendido entre 40 y 70°.
  6. 6. Reactor segun una de las reivindicaciones 2 a 4, caracterizado por que el angulo de penetracion esta comprendido entre 8 y 60°.
  7. 7. Reactor segun una de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado por que el extremo de aguas abajo de la pared comprende una pluralidad de dientes repartidos en la periferia de este con el fin de formar un dispositivo mecanico de atenuacion acustica.
  8. 8. Reactor segun la reivindicacion 7, caracterizado por que los conductos estan asociados a los dientes que confieren al extremo de aguas abajo de la pared una forma dentada que comprende una sucesion de picos y de huecos.
  9. 9. Aeronave que comprende al menos un reactor de aeronave segun una de las reivindicaciones 1 a 8.
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