ES2613179T3

ES2613179T3 - Sistema de turbina de recuperación de energía para una aeronave

Info

Publication number: ES2613179T3
Application number: ES13382449.0T
Authority: ES
Inventors: Grzegorz M Kawiecki; Alfredo Criado
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2013-11-06
Filing date: 2013-11-06
Publication date: 2017-05-23
Anticipated expiration: 2033-11-06
Also published as: EP2871128B1; US20150307201A1; US9573697B2; EP2871128A1

Abstract

Una aeronave que comprende un aparato para la recuperación de energía de la aeronave, comprendiendo el aparato: una turbina (100) que tiene un cuerpo (110) y palas de rotor (130), la turbina montada en el exterior de la aeronave de tal forma que el cuerpo recibe una corriente de aire que fluye en el exterior de la aeronave; las palas de rotor se pueden mover selectivamente entre una posición replegada y una posición desplegada, donde en la posición desplegada las palas de rotor se hacen girar por la corriente de aire con el fin de generar electricidad, caracterizada porque la turbina se monta en la aeronave a través de un acoplamiento giratorio (150) de tal manera que la orientación del eje de rotor (A) de la turbina se puede ajustar con respecto a la aeronave a fin de poder alinearse con la corriente de aire, incluyendo el acoplamiento giratorio dos ejes de giro para dar cabida a vientos transversales y al ángulo de ataque de la aeronave.

Description

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DESCRIPCION

Sistema de turbina de recuperacion de ene^a para una aeronave Campo tecnico

La presente invencion se refiere a un metodo y aparato para la recuperacion de energfa durante el vuelo de una aeronave. En particular, la presente invencion se refiere a la recuperacion del exceso de energfa durante el descenso de una aeronave.

Tecnica anterior

En la industria del automovil es conocido que durante el frenado una porcion de la reduccion de la energfa cinetica del vehnculo se puede aprovechar y utilizarse para generar electricidad. Comunmente hay dos formas en las que se utiliza el frenado regenerativo. La energfa del vetnculo en desaceleracion se puede transferir a un volante de inercia y almacenarse allt Como alternativa, la energfa cinetica se puede convertir en energfa electrica a traves de un motor o generador. La electricidad puede despues almacenarse en una batena o supercondensador. Si el vetnculo no es un coche, sino que es en cambio un tranvfa o tren, la electricidad se puede alimentar de nuevo a la fuente de alimentacion de traccion del vetnculo, tal como la lmea electrica aerea.

Estos sistemas proporcionan una mayor eficacia y reduccion de los costes de combustible. Existe muy poco conocimiento de la forma de tales tecnologfas para aeronaves.

Un sistema conocido para la generacion de electricidad a partir del movimiento de una aeronave es una turbina de aire de impacto (o RAT) tal como se divulga en el documento GB 2.461.057. La turbina de aire de impacto es una turbina montada y se almacena dentro de un compartimiento de la aeronave. La turbina se puede desplegar del compartimento mediante la apertura de una puerta y la oscilacion de la turbina hacia fuera en la corriente de aire para generar energfa electrica. Tales turbinas de aire de impacto se despliegan en el caso de una emergencia para proporcionar una fuente de reserva de energfa electrica. Por ejemplo, una emergencia podna ser cuando los motores principales o la unidad de potencia auxiliar falla.

Una turbina de aire de impacto se muestra en las Figuras 1a-1c. La Figura 1a muestra la ubicacion general de una turbina de aire de impacto 10 en el lado inferior del fuselaje de la aeronave. La Figura 1b muestra con mas detalle como la turbina de aire de impacto se despliega desde un compartimento 20 en el fuselaje. La Figura 1c muestra la turbina de aire de impacto replegada en el compartimiento 20. En el caso de una perdida de energfa electrica, la turbina de aire de impacto 20 se despliega mediante la apertura de una puerta del compartimiento 30 y la oscilacion de la turbina hacia fuera mas alla del revestimiento exterior de la aeronave 5 en la corriente de aire que fluye mas alla de la aeronave. La corriente de aire hace girar las palas de la turbina lo que acciona un generador de la turbina para generar energfa electrica. Cuando no esta en uso, como por ejemplo durante el vuelo normal, donde la energfa electrica es proporcionada por los motores principales o la unidad de potencia auxiliar, la turbina 20 se repliega en el compartimiento 20 y la puerta del compartimiento 30 esta cerrada. En la posicion replegada, la turbina no esta en la corriente de aire, las palas no giran y ninguna energfa se genera por la misma.

Se han hecho otros intentos para recuperar energfa a partir del movimiento de un vehnculo aereo. Por ejemplo, se ha propuesto un freno de la velocidad de recuperacion de energfa (vease
www.airbus-fyi.com/finalists_2011.php) para su inclusion en el ala. El freno de velocidad sena una turbina colocada entre la superficie del ala y un freno de aire convencional. Sin embargo, el pequeno tamano y la localizacion del freno de velocidad limitan la cantidad de energfa que puede generarse.

El documento US 5702071 divulga una turbina de vortice desplegable para disipar o extraer energfa de un vortice inducido por elevacion que emana de una aeronave. El documento US 2010/170981 divulga un dispositivo de frenado aerodinamico de almacenamiento de energfa y un metodo en el que se produce energfa mediante el desplazamiento de un vehnculo con respecto al aire utilizando una helice que acciona un generador. El documento EP 2223853 divulga una turbina accionada en la punta de un ala de la aeronave, la turbina es accionada por un vortice de punta.

Por tanto, existe la necesidad de un metodo y un aparato mejorados para recuperar energfa a partir del movimiento de una aeronave.

Sumario de la invencion

La presente invencion proporciona una aeronave que comprende un aparato para la recuperacion de energfa de la aeronave, un metodo de recuperacion de energfa, como se expone en las reivindicaciones 1 y 13 respectivamente.

El aparato comprende una turbina que tiene un cuerpo adaptado para montarse en una aeronave, con el fin de recibir una corriente de aire que fluye en el exterior de la aeronave. La turbina se adapta para su montaje en la

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aeronave de tal forma que el cuerpo se encuentra en el exterior de la aeronave. La turbina es similar a una turbina eolica. La turbina tiene palas de rotor que se pueden mover entre una posicion replegada y una posicion desplegada. Las palas se pueden desplegar selectivamente entre las posiciones, donde en la posicion desplegada las palas de rotor se hacen girar por la corriente de aire con el fin de generar electricidad. Las palas de rotor replegables permiten que la turbina se monte montado en el exterior de la aeronave durante un largo periodo o uso continuo. Al replegar las palas de rotor cuando no se encuentran en uso se reduce significativamente la resistencia aerodinamica para ser comparable con la aeronave in la turbina.

La presente invencion se diferencia de una turbina de aire de impacto (RAT) en que las RAT se despliegan solo en caso de emergencia, por ejemplo, cuando falla la planta de suministro de energfa. Cuando no esta en uso la RAT, que incluye el cuerpo y las palas, se repliega en su totalidad dentro de un compartimiento en el fuselaje de la aeronave, y cuando sea necesario el compartimento se abre y la turbina oscila hacia fuera en la corriente de aire. Por el contrario en la presente invencion se instala la turbina para recibir la corriente de aire durante todas las fases de vuelo, pero cuando no esta en uso solo se repliegan las palas de rotor. Para lograr esto, las palas de rotor se pueden plegar en su base y con respecto al cuerpo de manera que las palas de rotor no se accionan por la corriente de aire.

La posicion replegada puede ser mas eficaz aerodinamicamente para la aeronave que la posicion desplegada. La posicion replegada se utiliza preferentemente durante el despegue, al menos, y posiblemente tambien durante el crucero.

La posicion replegada se puede lograr en un numero de maneras alternativas. En primer lugar, en su posicion replegada las palas de rotor pueden estar ocultas de la corriente de aire por un fuselado. En segundo lugar, en la posicion replegada las palas de rotor se pueden plegar de la corriente de aire de modo que las palas de rotor y el cuerpo forman juntos un fuselado. Las palas de rotor se pliegan preferentemente hacia atras, pero tambien podnan plegarse hacia delante. En estas ultimas configuraciones, las palas de rotor se pueden plegar de forma plana en paralelo al cuerpo, o apuntar entre sf para formar un fuselado que se estrecha gradualmente. Estas formas de replegar las palas se pueden utilizar en combinacion, y otros metodos de replegado se pueden utilizar en lugar de en combinacion con estos metodos.

El numero de palas de rotor por turbina es de al menos dos, pero preferentemente tres o cuatro. Una sola pala se refiere a la porcion de la punta al cubo central o eje de giro. El mmimo de dos palas estana dispuesto opuesto a traves de un diametro del rotor. Otros numeros de palas se disponen en angulos equidistantes alrededor del eje de giro.

El aparato puede comprender ademas un controlador para la comunicacion con la turbina y configurado para controlar el despliegue de las palas de rotor durante el vuelo de la aeronave. El controlador se puede configurar, ademas, para iniciar el despliegue de las palas de rotor durante el descenso de la aeronave e instruir el repliegue de las palas de rotor durante el despegue y/o crucero.

Las palas de rotor pueden tener un paso variable para ajustar la resistencia en la aeronave y la cantidad de energfa recuperada. El paso es el angulo que las palas de rotor forman con el eje del rotor. El paso es variable a fin de ajustar la resistencia del aire generada. Este se puede utilizar para controlar el descenso de la aeronave de la misma manera que los frenos aerodinamicos convencionales. Las rAt no tienen la capacidad de ajustar la resistencia por lo que no se pueden utilizar para controlar el descenso de la aeronave.

El controlador se puede configurar ademas para controlar el paso de las palas de rotor cuando recupera energfa a fin de controlar la cantidad de resistencia y de energfa recuperada.

La turbina se puede montar en un conjunto del ala o cola de la aeronave, por ejemplo, en una punta del ala.

La longitud radial R de las palas de rotor en la posicion desplegada y la envergadura b de la aeronave se pueden seleccionar de manera que la turbina produce mas energfa a traves de su giro que lo que disipa a traves de la resistencia resultante. La longitud radial R de las palas de rotor en la posicion desplegada y la envergadura b se pueden dar por

R > 0,07 b / 4

Esta relacion se emplea mejor cuando la turbina se monta en la punta del ala con el fin de beneficiarse de la energfa extra de los vortices de la punta del ala.

La turbina de la presente invencion se monta en la aeronave a traves de un acoplamiento giratorio de tal manera que la orientacion del eje del rotor de la turbina se puede ajustar con respecto a la aeronave. Este ajuste es tal que el eje de la turbina se puede alinear con la corriente de aire, por ejemplo, para compensar el angulo de ataque de la aeronave si la nariz esta apuntando hacia arriba. Para dar cabida tanto a vientos cruzados como al angulo de ataque de la aeronave el acoplamiento giratorio puede incluir dos ejes de giro.

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La aeronave puede comprender ademas una red de distribucion electrica conectada a la turbina para recibir la energfa generada desde la turbina, comprendiendo ademas la aeronave dispositivos de almacenamiento de ene^a para almacenar la energfa recuperada.

Se proporciona un metodo que comprende hacer volar la aeronave y mover palas de rotor de la turbina de una posicion replegada a una posicion desplegada de tal manera que en la posicion desplegada las palas de rotor se hacen girar por la corriente de aire con el fin de generar electricidad.

El metodo puede comprender ademas ajustar el paso de las palas de rotor para ajustar la cantidad de resistencia. Las palas de rotor se pueden utilizar como un freno aerodinamico a fin de frenar la aeronave durante el descenso.

Las palas de rotor de la turbina se pueden mover a una posicion desplegada para una fase de descenso de vuelo, pero replegadas en una posicion retrafda durante otras fases del vuelo donde se requiere menos resistencia. El uso de las palas de rotor como un freno aerodinamico puede reemplazar algunos frenos aerodinamicos convencionales en la aeronave.

La turbina puede sustituir adicionalmente una turbina de aire de impacto (RAT) convencional que se proporciona para auxiliar a la fuente de alimentacion en caso de emergencia.

Breve descripcion de los dibujos

Aspectos de un aparato para la recuperacion de energfa junto con aspectos de la tecnica anterior, se describiran a continuacion con referencia a los dibujos adjuntos, de los que:

las Figuras 1a-1c son diagramas esquematicos de una turbina de aire de impacto de la tecnica anterior, incluyendo en la Figura 1a su despliegue por debajo del fuselaje de una aeronave y en las Figuras 1b y 1c se muestra, respectivamente, desplegada desde y replegada en un compartimento;

la Figura 2 es un diagrama esquematico del descenso de una aeronave desde el inicio del descenso (TOD) hasta un aeropuerto;

la Figura 3 es un grafico que muestra el exceso de energfa para E_exceso para una aeronave en descenso contra la relacion elevacion a resistencia L/D y el angulo de trayectoria de descenso y;

la Figura 4 es un grafico que muestra el exceso de energfa en terminos de equivalencia de combustible de una aeronave en descenso contra la relacion elevacion a resistencia L/D y el angulo de trayectoria de descenso y; la Figura 5 es un diagrama conceptual en perspectiva de una turbina de acuerdo con una realizacion de la presente invencion, con las palas de rotor desplegadas;

la Figura 6 es un diagrama conceptual en perspectiva de una turbina de acuerdo con la Figura 5, con las palas de rotor replegadas;

la Figura 7 es un diagrama en perspectiva de una turbina de acuerdo con una realizacion alternativa de la presente invencion, con las palas de rotor replegadas detras de un fuselado;

las Figuras 8a y 8b son diagramas que muestran las ubicaciones y capacidad de orientacion de las turbinas de acuerdo con la presente invencion;

la Figura 9 es un diagrama de bloques que muestra los componentes de un sistema de recuperacion de energfa de acuerdo con la presente invencion;

las Figuras 10a-10c son diagramas que muestran, respectivamente, una corriente de aire que llega a una turbina, el efecto de giro adicional proporcionado por un vortice en las puntas del ala, y la suma vectorial de los componentes de corriente de aire y de vortice;

la Figura 11 es una vista en planta de una aeronave con una turbina montada en la punta del ala que muestra la envergadura de la aeronave y el diametro de la turbina;

la Figura 12 es un grafico que muestra el aumento de la energfa recuperada a medida que aumenta la relacion diametro de turbina a media envergadura; y

la Figura 13 es un diagrama de flujo que muestra las etapas de un vuelo donde se recupera energfa de acuerdo con la presente invencion.

Descripcion detallada

Durante el penodo comprendido entre 2004-2011 el coste del combustible aeronautico se duplico. Durante este periodo, la proporcion de los costes de operacion de una aerolmea debido al combustible habfa crecido en aproximadamente un 30 %. La presente invencion se refiere a la reduccion del combustible quemado mediante la recuperacion de energfa a partir de la energfa cinetica y potencial de una aeronave en vuelo. Por lo general, los sistemas desplegados se sumaran a la resistencia aerodinamica de la aeronave y, por lo tanto, pueden no aumentar considerablemente la eficacia general. La presente invencion se refiere a la reduccion de las grandes cantidades de energfa desperdiciada a medida que una aeronave desciende de crucero a tierra. Durante el crucero la aeronave se encuentra a gran altura y viaja a alta velocidad. A medida que la aeronave desciende, para el aterrizaje, la aeronave debe perder altura y tambien reducir su velocidad. La suma de las energfas cinetica y potencial (con respecto al aeropuerto de destino) en crucero es muy superior a la suma de las energfas cinetica y potencial justo antes de

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aterrizar. Solo una pequena parte de esta energfa se disipa a traves de la resistencia intrmseca de la aeronave. Es dedr, para una aeronave en una "configuracion-limpia" sin dispositivos de induccion de resistencia desplegados, tales como alerones o tren de aterrizaje, solo una pequena parte de la energfa disipada es a traves de la resistencia. La parte restante se disipa irreversiblemente a traves del despliegue de dispositivos de induccion de resistencia. El tren de aterrizaje y los alerones se despliegan en la fase final, de baja velocidad de un descenso convencional y, por lo tanto, su contribucion a la disipacion de energfa es limitada. Por ejemplo, el tren de aterrizaje esta suspendido durante solo los ultimos 2-3 minutos antes del momento del aterrizaje. En este punto, la velocidad media de la aeronave es de aproximadamente 125 nudos. Los alerones se activan durante los ultimos nueve minutos mas o menos de un descenso largo de cuarenta minutos a una velocidad media de 150 nudos. El despliegue del tren de aterrizaje es una condicion necesaria para un aterrizaje seguro y no puede evitarse, pero el proceso de desaceleracion de la aeronave a traves del uso de frenos aerodinamicos se traduce en una disipacion irreversible de la energfa. Esta energfa se genero con anterioridad por la quema de combustible durante las fases de despegue, ascenso y vuelo de crucero.

La Figura 2 muestra esquematicamente la fase de descenso de una aeronave. Esta, en combinacion con las Figuras 3 y 4 nos permite evaluar la cantidad de energfa disipada durante el descenso, y una masa equivalente del combustible a la que corresponde la energfa.

En la Figura 2 "TOD" marca el principio de la fase de descenso desde una altitud de crucero. El descenso hasta justo antes de aterrizar se divide en dos fases desaceleracion constante y angulo de descenso constante. En la primera fase, la trayectoria S12 se ejecuta desde el punto 1 a una altura hi hasta el punto 2 a la altura h2. A lo largo de S12 el angulo de descenso constante asumido viene dado por y12. La velocidad a lo largo S12 es variable y disminuye de acuerdo con la desaceleracion constante. En la segunda fase de descenso, la trayectoria S23 se extiende desde el punto 2, altura h2 hasta el punto 3, altura h3, que es la altitud del aeropuerto. Mediante la medicion de alturas hi, h2 y h3 desde la altitud del aeropuerto, la altitud del aeropuerto h3 se puede tomar como altura cero. A lo largo de S23 el angulo de descenso constante asumido viene dado por y23.

Las cifras convencionales se proporcionan en la Tabla 1 para las velocidades y alturas en tres puntos 1, 2 y 3, tal como en la Figura 2.

Tabla 1: Velocidad y alturas durante el descenso de una aeronave a reaccion de pasajeros convencional.

Velocidad en los puntos 1,2, 3: Altura en el punto 1, 2, 3

v1: 251 m/s (905 km/h) h1 10.700 m (35.000 pies)

v2: 129 m/s (250 nudos) h2 3.050 m (10.000 pies)

v3: 82,3 m/s (160 nudos) h3 0m (0 pies)

Los valores en el punto 1 son la altitud y velocidad de crucero. Los valores en el punto 2 proporcionan la velocidad de crucero a una altura de 10.000 pies. Los valores en el punto 3 son los valores a la altura del aeropuerto y la velocidad de aterrizaje. La masa de una aeronave a reaccion de pasajeros convencional utilizada para este calculo de prueba de concepto se ha estimado en 200.000 kg.

Al utilizar los valores de la tabla anterior, la energfa total de la aeronave en la parte superior del descenso TOD y la energfa total justo antes de tocar tierra se puede estimar. Se hace una segunda estimacion de la energfa total que se puede disipar durante el descenso con una configuracion aerodinamica limpia (sin anadir dispositivos de induccion de resistencia desplegados), excepto hasta las etapas finales cuando se despliegan los alerones y el tren de aterrizaje. Una disipacion de energfa del 20 % se puede suponer a traves de la resistencia del aire del tren de aterrizaje y de los alerones.

Si la energfa total en TOD excede la suma de la energfa total justo solo antes de tocar tierra y la energfa disipada a traves de la resistencia aerodinamica de la aeronave configurada para el aterrizaje, entonces, la resistencia aerodinamica por sf sola no es suficiente para dar lugar a la reduccion de energfa necesaria, y frenos de velocidad aereos se deben utilizar para disipar el exceso de energfa de forma irreversible. El contenido de energfa del combustible de aviacion es 44 MJ/kg. Tambien asumimos una eficacia del 50 % para los motores de turboventilador. El exceso de energfa E_exceso se puede calcular como una funcion del angulo de descenso y y de la relacion elevacion a resistencia L/D. La Figura 3 es un grafico que muestra la cantidad de energfa que se tiene que disipar irreversiblemente utilizando frenos de velocidad como una funcion del angulo de descenso y y de la relacion elevacion a resistencia L/D. En la Figura 4, este valor de energfa se convierte en una masa equivalente de combustible de aviacion.

La Figura 3 muestra una superficie plana que representa E_exceso = 0. La superficie curva ascendente por encima del plano E_exceso = 0 muestra la cantidad de energfa a disipar. Por ejemplo, para una aeronave con una relacion elevacion a resistencia L/D de 20 que desciende a 4°, los frenos aerodinamicos tendnan que disipar aproximadamente 9200 MJ de energfa. Esto es equivalente a aproximadamente 420 kg de combustible como se

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muestra en la Figura 4.

La Tabla 2 proporciona los valores para la energfa a disipar en otros angulos de descenso y y la relacion elevacion a resistencia L/D en terminos de una masa de combustible de aviacion.

Tabla 2: energfa a disipar a angulos de descenso y y relacion elevacion a resistencia L/D en terminos de una masa _________________________de combustible de aviacion (kg).__________________________

: Angulo de descenso y = 3° angulo de descenso y = 4°

L/D = 18: 157 kg 358 kg

L/D = 20: 238kg 41 9kg

Normalmente, el angulo de descenso medio en la fase inicial de descenso es de aproximadamente 4°, mientras que en la fase de descenso final es de aproximadamente 2,5°. En el futuro, angulos de descenso ligeramente mas grandes se pueden utilizar para reducir el consumo de combustible y los niveles de ruido puesto que los requisitos se hacen mas estrictos.

En vista de lo anterior, un objeto de la presente invencion es recuperar una porcion de la energfa disipada con el objetivo de reducir el consumo de combustible.

La Figura 5 muestra una turbina que tiene un rotor 120 que se hace girar cuando la aeronave se mueve a traves de la corriente de aire. La energfa mecanica de giro se convierte en energfa electrica mediante un generador. La Figura 8 muestra las turbinas situadas en uno o mas lugares alrededor de la aeronave.

Las turbinas se disponen para convertir la energfa del flujo de aire a la energfa que se puede volver a utilizar. Por ejemplo, la energfa electrica generada se puede suministrar directamente al sistema electrico de la aeronave para alimentar sistemas normalmente alimentados con los motores principales o la unidad de potencia auxiliar. Como alternativa, o en combinacion, la energfa electrica generada se puede almacenar en una bateria o en otros dispositivos de almacenamiento de energfa para su uso posterior.

Como se muestra en la Figura 5, la turbina 100 comprende un cuerpo 110 y el rotor 120. El rotor 120 comprende palas 130 montadas en un cubo giratorio 140. El cuerpo 110 puede comprender parte o la totalidad de la instrumentacion y el generador para la conversion de energfa. Como se muestra en la Figura 8 la turbina o turbinas se pueden fijar a la aeronave en una o mas ubicaciones. En una realizacion, el cuerpo 110 se fija a la aeronave por un acoplamiento giratorio que permite que el cuerpo de la turbina altere su orientacion angular con respecto a la aeronave. Esto permite que la turbina alinee su orientacion con respecto a la corriente de aire, tal como para la maxima recuperacion de energfa o para un valor de la resistencia requerido. Como se muestra en la Figura 5 el acoplamiento giratorio 150 puede ser mediante un pasador, un tambor o eje.

El cubo giratorio 140 que forma parte del rotor 120 se acopla preferentemente a un generador en el interior del cuerpo. Sin embargo, son posibles disposiciones alternativas donde el generador esta en el interior del cubo giratorio, o el generador esta en la propia aeronave, tal como en un ala, plano de cola o fuselaje.

Las palas 130 del rotor se pueden acoplar de forma giratoria al cubo giratorio de tal manera que el paso de las palas se puede variar, para ajustar la resistencia aerodinamica.

Ademas debido a que las palas 130 del rotor tienen un paso variable, tambien se pueden replegar para minimizar la resistencia cuando no se encuentren en uso. Como se muestra en la Figura 5, durante su uso, el plano de cada pala de rotor es normal al cuerpo 110 y/o cubo 140, con el angulo de paso del plano de la pala de rotor estableciendo la proporcion de energfa extrafda de la corriente de aire y/o la resistencia asociada. En la Figura 6, las palas se pliegan hacia atras y la energfa no se extrae de la corriente de aire. Las palas de rotor se pliegan hacia atras en la posicion replegada de tal manera que, juntas, las palas de rotor forman una parte adicional del fuselado, por ejemplo, un fuselado ahusado exterior de la vaina. De esta manera, las palas de rotor se pliegan hacia atras de manera similar a los petalos cerrados que forman un brote de flor. Solo un lado de cada pala de rotor recibe el flujo de aire. El otro queda oculto en el interior. Los bordes de las palas de rotor coinciden entre si para formar la disposicion de tipo fuselado.

Para lograr el paso variable que se muestra en la Figura 5, las palas 130 del rotor tienen, cada una, un acoplamiento giratorio al cubo 140. Este giro se puede considerar como siendo alrededor de un primer eje B para cada pala de rotor. El eje de giro es ortogonal al eje A del cuerpo de la turbina. Para el repliegue de las palas de rotor como en la Figura 6, cada pala tiene un segundo acoplamiento giratorio o el acoplamiento giratorio para el paso se adapta para girar alrededor de un segundo eje. El eje para el repliegue es en una direccion circunferencial o tangencial.

La Figura 7 muestra una disposicion alternativa del fuselado y de las palas de rotor. En esta disposicion, las palas se pliegan de forma plana de manera similar a la Figura 6 pero quedan despues cubiertas por un fuselado movil que se desliza sobre las palas de rotor plegadas. Durante su uso, el fuselado movil puede dividir a lo largo de su longitud y deslizarse sobre la porcion fija del cuerpo, o puede deslizarse hacia atras detras de las palas de rotor desplegadas y

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del cubo giratorio. Son posibles otras disposiciones de fuselado movil que cubren las palas de rotor replegadas cuando no estan en uso.

Aunque las Figuras muestran el cuerpo teniendo un fuselado en forma de vaina, otras formas son posibles. Tales formas pueden tener una seccion transversal reducida y un mejor fuselar.

Una o mas turbinas 100 se pueden proporcionar en una aeronave. Las Figuras 8a y 8b muestran algunos ejemplos de ubicaciones para este tipo de turbinas. La Figura 8a muestra una turbina 100a situada en una punta del ala. Si se encuentran en esta forma, una segunda turbina sena correspondientemente situada en el extremo de la otra punta del ala (no mostrada en la Figura 8a). Una turbina 100b se puede montar en la seccion de cola de la aeronave como tambien se muestra en la Figura 8a.

Esto puede ser ademas de en las alas o en lugar de en las alas. La ubicacion de la turbina en la cola se prefiere que sea en la parte superior de la cola vertical. La ubicacion en la base de la cola vertical no es optima debido a la proximidad al suelo durante la fase de aterrizaje y debido a que la salida de la unidad de potencia auxiliar se encuentra a menudo allt

La Figura 8a muestra esquematicamente una turbina 100a instalada en la punta del ala de 3 metros en la punta del ala. Para la comparacion se muestra una turbina 10 de aire de impacto estandar. La escala aproximada en la Figura 8a es apropiada para un avion de cuerpo ancho convencional. En lugar de la turbina 100a de 3 metros de diametro, un diametro de 1 metro mas pequeno se podna instalar en la punta del ala. El tamano aproximado de esto se muestra para la comparacion como 100c en la Figura 8a. Las ventajas de los tamanos mas pequenos y mas grandes se describen a continuacion. Otros tamanos de turbina se pueden utilizar tambien. El tamano de la turbina instalada 100b en la cola vertical es de 1,4 metros de diametro.

La turbina mas grande, de 3 metros de diametro, en la punta del ala recibe beneficio adicional de los vortices de la punta del ala. Estos tambien se describiran a continuacion.

La Figura 8b muestra como el pasador 150 se puede utilizar para establecer la orientacion de la turbina con respecto a la aeronave. En el ejemplo de la Figura 8b la turbina se encuentra en la punta de un ala, aunque el ajuste y la configuracion de la orientacion de la turbina son aplicable siempre que la turbina se encuentra en la aeronave. El pasador 150 permite que el angulo de orientacion 0 del cuerpo de la turbina se ajuste con respecto al eje central de la aeronave, es decir, que el del fuselaje de la nariz a la cola. Esta capacidad de orientacion permite orientar el cuerpo de la turbina y, por lo tanto, las palas de rotor mas cerca de la corriente de aire, por ejemplo, de frente contra la corriente de aire. La capacidad de girar y establecer la orientacion angular de la turbina con respecto a la corriente de aire se adapta para establecer la orientacion angular vertical, tal como cuando la nariz de la aeronave apunta hacia abajo pero la corriente de aire fluye horizontalmente.

La turbina se adapta para su montaje en la aeronave de tal forma que el cuerpo recibe el flujo de aire que fluye en el exterior de la aeronave durante todas las fases del vuelo. La turbina se monta externamente.

La energfa recuperada se puede volver a utilizar de inmediato a bordo, almacenarse, o ambos. La Figura 9 es un diagrama esquematico del sistema electrico de una aeronave en la que se puede proporcionar la turbina. El sistema electrico incluye el sistema de turbina 100 que incluye las palas de rotor que convierten la energfa de la corriente de aire en energfa mecanica durante el giro de las palas. Las palas accionan un generador que se puede acoplar a un inversor o convertidor. El generador produce electricidad que se convierte por la unidad de conversion de energfa 200 en la tension y frecuencia deseada de la aeronave. La red electrica 210 de la aeronave suministra la energfa electrica a los sistemas de la aeronave de manera similar a una red convencional accionada por la unidad de potencia auxiliar. Las cargas electricas 230 consumen energfa de la red electrica. Estas cargas puede ser cualquier potencia para los sistemas hidraulicos, sistemas de cabina y de entretenimiento a bordo. El exceso de energfa se almacena en los dispositivos de almacenamiento de energfa 220 tales como batenas y condensadores, y se suministra a la red electrica cuando sea necesario.

Como se ha descrito anteriormente, es probable que hay un exceso de energfa cuando una aeronave desciende, tal como la durante el movimiento de la velocidad crucero a la aproximacion final y aterrizaje. Convencionalmente, este exceso de energfa se disipa a traves del despliegue de los alerones, el tren de aterrizaje y los frenos aerodinamicos/de velocidad y se pierde. La presente invencion tiene como objetivo reducir la perdida irreversible de la energfa durante el descenso de la aeronave. Hemos mencionado anteriormente que un avion de pasajeros convencional puede tener que disipar tanto como 9.200 MJ de energfa. La cantidad de energfa a disipar depende en gran medida de la eficacia aerodinamica de la aeronave y de la trayectoria de descenso. Esta energfa puede, o no puede disiparse por completo a traves de la resistencia aerodinamica de la aeronave combinada con la resistencia de los alerones y del tren de aterrizaje desplegado antes de aterrizar. Por lo general, mientras mejor es la eficacia aerodinamica y mas pronunciada es la trayectoria, mas energfa se tiene que disipar. Por ejemplo, un avion comercial con eficacia aerodinamica de L/D = 20, que desciende a 3,0 grd tendna que disipar 5.400 MJ de energfa en exceso, suponiendo que el despliegue de los alerones y del tren de aterrizaje reduce su L/D en la segunda fase de descenso en un 20 %. La energfa que se disipa se puede representar por la ecuacion:

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E_exceso = E_cinetica@TOD + E_potencial@TOD - E_cinetica@contactoconelsuelo + E_resistenciaaerodinamica

Ecuacion 1

Al menos parte de la energfa se puede absorber por un dispositivo de turbina, similar a una turbina eolica. La potencia y el empuje ex^do del viento por una turbina eolica vienen dados por los coeficientes CP y TC, respectivamente. Los valores maximos para estos son CP = 16/27 y TC = 8/9. No es posible extraer toda la energfa a partir del viento, porque esto significarfa que despues de fluir a traves de la turbina, el viento tendna velocidad cero y asf el viento entrante no podna fluir tampoco a traves de la misma.

El radio R de un rotor necesario para absorber un exceso de energfa determinada durante un tiempo de descenso dado viene dado por

r1

Mm *

= E exceso

imagen1

Ecuacion 2

donde p(t) es la densidad del aire en funcion de la altura que vana con el tiempo durante el descenso, v es la velocidad del aire, y t13 es el tiempo de descenso (vease Figura 2).

El analisis se ha realizado para una aeronave a reaccion de pasajeros convencional. El analisis indica que el exceso de energfa podna absorberse por un rotor con un radio de 0,7 metros o dos rotores con un radio de 0,5 metros cada uno. Estos radios corresponden a las longitudes de las palas de rotor. Por supuesto otros radios y numero de rotores o turbinas se podnan utilizar. De la energfa disponible aproximadamente el 40 % se podna convertir en energfa de giro y el resto disiparse de forma irreversible debido al empuje del rotor. La turbina funcionana como un freno de velocidad capaz de absorber una porcion importante de la energfa en exceso para su reutilizacion.

El rendimiento se puede mejorar si el rotor hace uso de los vortices que se producen en las puntas del ala. Tales vortices de las puntas del ala son patrones helicoidales de aire que se forman desde la punta del ala a medida que genera la elevacion. El vortice aplica una componente de velocidad adicional que modifica el angulo de flujo entrada de la corriente de aire a la pala de rotor. La Figura 10a muestra una turbina montada en la punta del ala de tal manera que las palas de rotor estan en, o detras de, el borde de salida del ala. Si no hay vortice en las puntas del ala, la corriente de aire se acerca desde aproximadamente directamente delante de la turbina. (Aqu estamos ignorando el angulo de ataque, lo que podna influir en la direccion de la corriente de aire real). En la Figura 10b un vortice en las puntas del ala esta presente. La componente circular se anade a la componente lineal de la corriente de aire desde el frente del ala. La Figura 10c muestra que el vector suma Vsum del vortice Vvortice y de la corriente de aire V„ da como resultado velocidades en una direccion de flujo de entrada modificada vista por la pala de rotor. Si la turbina se dispone de tal manera que su rotor gira en la misma direccion que el vortice en las puntas del ala, la cantidad de energfa generada se incrementara en comparacion con la corriente de aire lineal de la Figura 10a. Los estudios han demostrado (vease Documento AIAA 86-1802 de Miranda L.R. y Brennan J.E., 1986, "Aerodynamic Effects of Wingtip Mounted Propellers and Turbines") que si la relacion entre el diametro del rotor de la turbina con respecto a la media envergadura de la aeronave (2D/b), como se ilustra en las Figuras 11 y 12, excede 0,07, entonces la potencia de salida de la turbina es mayor que la potencia adicional que se tiene que proporcionar a la aeronave para superar la resistencia de la turbina. La Figura 12 toma un ejemplo de conseguir generar 800 kW en la turbina y calcula la cantidad de energfa extra que se requiere proporcionar a la aeronave. Mas alla de una relacion de 2D/b de aproximadamente 0,10 la potencia de salida de la turbina es mayor en aproximadamente un 15 %. El nivel no aumenta aun mas para turbinas de diametros mas grandes. Estos calculos indican que para el caso de un vortice en las puntas del ala y una relacion 2D/b apropiada la turbina tendna que generar mas energfa de la que parecena extraer de la resistencia en una corriente de aire lineal individual. Para una aeronave comercial convencional, un diametro de rotor que corresponde a aproximadamente 3 metros cumplina esta condicion. En las descripciones anteriores mencionamos las posibilidades para el dimensionamiento de la turbina. Diametros del rotor de turbina de 3 metros y 1 metro son mencionados para la punta del ala. La variante de 3 metros tendna un beneficio adicional en la generacion de mas energfa que se extrae debido a la resistencia durante el descenso, debido a la componente de velocidad adicional proporcionada por el vortice en las puntas del ala. La variante de 1 metro no recibina este beneficio adicional.

El sentido de giro de los vortices difiere entre las alas a cada lado del aeroplano. Por tanto, si las turbinas se montan en las puntas del ala estan girando en sentido contrario. Cuando se ve desde una posicion aguas abajo (por ejemplo, detras de la aeronave) la turbina izquierda gira en sentido horario y la turbina derecha gira en sentido antihorario.

El uso de turbinas montadas en las puntas del ala tiene ventajas, ademas de la generacion de energfa, debido a que reduce la resistencia de los vortices desprendidos de las puntas de las alas. Esto significa que despues de una aeronave ha pasado a lo largo de una pista de aterrizaje o a traves de un espacio aereo particular, el tiempo requerido para que los vortices disminuyan es menor. Como resultado, hace que sea posible aumentar el

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rendimiento del aeropuerto. Las turbinas montadas en las puntas del ala reducen tambien la necesidad de instalar aletas para reducir los vortices.

Estudios anteriores de Hastings et. al. en la Nota tecnica D-8083 de la NASA, "Development and Flight Tests of Vortex-Attenuating Splines" de 1975, han demostrado que estnas fijas montadas en las puntas del ala de diametros comparables a los requeridos aqu no proporcionan problemas de tripulacion de aeronaves. Por lo tanto, palas de turbinas giratorias no debenan plantear tampoco ningun problema de tripulacion.

La turbina se podna utilizar tambien en lugar de una turbina de aire de impacto (RAT) para proporcionar una fuente de alimentacion se reserva si es necesario. Por lo tanto, cualquier peso adicional anadido mediante la incorporacion de las turbinas se negana al menos parcialmente, y posiblemente por completo, por la eliminacion de la necesidad de una turbina de aire de impacto. Las turbinas de aire de impacto convencionales (RAT) se disenan para un uso ocasional de emergencia en lugar de uso o su uso continuado en cada descenso. La presente invencion es para la recuperacion de energfa sistematica preferentemente en cada vuelo o durante cada descenso.

La turbina se ha descrito anteriormente para su uso en un avion de pasajeros, pero la invencion no se limita a esto. La invencion se podna aplicar a otros tipos de aeronaves tripuladas, asf como vetnculos aereos no tripulados (UAV), que tienen una alta altitud de crucero.

La presente invencion proporciona una solucion para recuperacion de energfa que permite gestionar la totalidad del exceso de energfa, a diferencia del concepto de frenos velocidad de recuperacion de la tecnica anterior entre el aleron y el ala. La disposicion y metodo de turbina son particularmente adecuados para su despliegue durante el descenso debido a la energfa adicional generada, pero tambien podna utilizar durante todo el vuelo, o durante el crucero y descenso. El uso prolongado durante todo el vuelo o crucero y descenso puede ser especialmente apropiado para los dispositivos montados en las puntas del ala donde la energfa adicional esta disponible.

La Figura 13 es un diagrama de flujo que muestra las etapas del metodo que se producen para un vuelo donde se recupera energfa de acuerdo con la presente invencion. En la etapa 310 se identifica y se inicio una fase de descenso. En la etapa 320 las palas de rotor de la turbina se despliegan en la corriente de aire. La etapa 320 puede ocurrir antes o despues de que la fase de descenso haya comenzado, pero es preferentemente al mismo tiempo que o despues de que ha comenzado el descenso. En algunas realizaciones, las palas se despliegan cuando la velocidad de descenso o ralentizacion requerida de la aeronave es suficiente para apoyar la recuperacion de energfa. En la etapa 330 el paso de las palas de rotor se puede utilizar para establecer la resistencia y, por lo tanto, el frenado aerodinamico con el fin de controlar la velocidad de la aeronave. En este sentido, el rotor se puede utilizar de la misma manera que los frenos aerodinamicos convencionales durante el descenso, pero, ademas, se recupera energfa. La energfa de la corriente de aire hace girar las palas de rotor y genera electricidad, que en la etapa 340 se alimenta en la red de distribucion electrica de la aeronave para energizar dispositivos o para su almacenamiento. Hacia el final de la fase de descenso, justo antes de aterrizar las palas de rotor se pueden retraer, como se muestra en la etapa 350. El metodo de la Figura 13 se refiere al uso de la turbina para la recuperacion de energfa durante el descenso, pero la turbina se podna utilizar tambien durante otras fases del vuelo, tales como en crucero y hasta en el despegue. Sin embargo, durante el descenso el exceso de energfa se disipa irremediablemente por lo que este es el momento de mayor eficacia energetica para la recuperacion.

La persona experta en la materia apreciara facilmente que varias modificaciones y alteraciones se pueden realizar al aparato descrito anteriormente para la recuperacion de energfa y a la aeronave sin apartarse del alcance de las reivindicaciones adjuntas. Por ejemplo, diferentes formas, dimensiones, numeros de palas de rotor y turbinas se pueden utilizar. La ubicacion de las turbinas de alrededor de la estructura de la aeronave y la forma del fuselado se pueden variar tambien.

Claims

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REIVINDICACIONES

1. Una aeronave que comprende un aparato para la recuperacion de ene^a de la aeronave, comprendiendo el aparato:

una turbina (100) que tiene un cuerpo (110) y palas de rotor (130), la turbina montada en el exterior de la aeronave de tal forma que el cuerpo recibe una corriente de aire que fluye en el exterior de la aeronave;

las palas de rotor se pueden mover selectivamente entre una posicion replegada y una posicion desplegada,

donde en la posicion desplegada las palas de rotor se hacen girar por la corriente de aire con el fin de generar

electricidad,

caracterizada porque la turbina se monta en la aeronave a traves de un acoplamiento giratorio (150) de tal manera que la orientacion del eje de rotor (A) de la turbina se puede ajustar con respecto a la aeronave a fin de poder alinearse con la corriente de aire, incluyendo el acoplamiento giratorio dos ejes de giro para dar cabida a vientos transversales y al angulo de ataque de la aeronave
2. La aeronave de la reivindicacion 1, donde la turbina se monta en la aeronave de tal manera que el cuerpo recibe la corriente de aire que fluye en el exterior de la aeronave durante todas las fases del vuelo.
3. La aeronave de cualquier reivindicacion anterior, donde la posicion replegada es mas aerodinamicamente eficaz para la aeronave que la posicion desplegada.
4. La aeronave de cualquier reivindicacion anterior, donde en la posicion replegada las palas de rotor quedan ocultas de la corriente de aire por un fuselado.
5. La aeronave de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, donde en la posicion replegada las palas de rotor son plegadas hacia atras de la corriente de aire de modo que las palas de rotor y el cuerpo forman juntos un fuselado.
6. La aeronave de cualquier reivindicacion anterior, que comprende ademas un controlador para la comunicacion con la turbina y configurado para controlar el despliegue de las palas de rotor durante el vuelo de la aeronave.
7. La aeronave de la reivindicacion 6, el controlador configurado, ademas, para iniciar el despliegue de las palas de rotor para el descenso de la aeronave y para instruir el repliegue de las palas de rotor durante el despegue y/o crucero.
8. La aeronave de cualquier reivindicacion anterior, donde las palas de rotor tienen un paso variable para el ajuste de la resistencia en la aeronave y la cantidad de energfa recuperada.
9. La aeronave de la reivindicacion 8, el controlador configurado ademas para controlar el paso de las palas de rotor cuando se recupera energfa a fin de controlar la cantidad de resistencia y la energfa recuperada.
10. La aeronave de cualquier reivindicacion anterior, donde la turbina esta montada en un conjunto de ala o cola de la aeronave.
11. La aeronave de la reivindicacion 10, donde la turbina esta montada en la punta del ala.
12. La aeronave de la reivindicacion 1, que comprende ademas una red de distribucion electrica (210) conectada a la turbina y para recibir la energfa generada desde la turbina, comprendiendo ademas la aeronave dispositivos de almacenamiento de energfa (220) para almacenar la energfa recuperada.
13. Un metodo de recuperacion de energfa de la aeronave de cualquier reivindicacion anterior, comprendiendo el metodo:

hacer volar la aeronave; y

mover las palas de rotor (130) de la turbina de una posicion replegada a una posicion desplegada de tal manera que en la posicion desplegada las palas de rotor se hacen girar por la corriente de aire con el fin de generar electricidad.
14. El metodo de la reivindicacion 13, que comprende ademas ajustar el paso de las palas de rotor para establecer la cantidad de resistencia.
15. El metodo de la reivindicacion 14, donde las palas de rotor de la turbina se mueven a una posicion desplegada para una fase de descenso de vuelo.