ES2835263T3 - Sistema de propulsión rotativo de una aeronave - Google Patents

Abstract

Sistema de propulsión rotativo de una aeronave, que comprende un motor (1) rodeado por una carcasa del motor (6), el sistema de propulsión rotativo comprendiendo además: - una hilera de álabes giratorios (3) configurados para girar alrededor del eje longitudinal del motor (1), y - al menos una paleta (4) configurada para no girar alrededor del eje longitudinal del motor (1) situada en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor (1) diferente de la posición en la que la hilera de álabes giratorios (3) está situada, teniendo dicha paleta (4) un extremo unido a la carcasa del motor (6), - la paleta (4) estando configurada para orientar el flujo antes o después de los álabes giratorios (3) de manera que el flujo final resultante esté en su mayoría alineado con la dirección de empuje del motor (1), dicha paleta (4), en su otro extremo, comprendiendo medios para su fijación al fuselaje (2) de la aeronave de tal manera que el motor (1) está configurado para ser soportado al menos parcialmente por el fuselaje (2) a través de dicha paleta (4), la paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprendiendo un mecanismo de paso para reorientar el flujo, comprendiendo el mecanismo de paso un actuador configurado para estar situado en el lado del fuselaje (2); caracterizado por que la paleta (4) configurada para estar unida al fuselaje (2) está configurada para transmitir su rotación a un medio de transmisión situado dentro del motor (1) que transmite rotación a otras paletas de una hilera de paletas (4) que comprende a esa paleta o a los álabes de la hilera de álabes giratorios (3) alrededor de su eje longitudinal.

Description

DESCRIPCIÓN

Sistema de propulsión rotativo de una aeronave

CAMPO DE LA INVENCIÓN

La invención se refiere a la integración de un sistema de propulsión rotativo en una aeronave.

ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN

Es bien sabido que los sistemas de propulsión de una aeronave producen empuje acelerando el aire circundante en una dirección de empuje.

También es bien conocido que para aumentar la eficiencia de la propulsión es necesario reducir la velocidad final del aire acelerado.

El sistema de propulsión más común para los aviones civiles modernos es el Turbofan, que es un turborreactor caracterizado por un generador de gas central o núcleo de motor rodeado por una carcasa y una góndola interna, que impulsa una hélice bypass, rodeado por una carcasa de hélice y góndola externa.

El generador de gas central es accionado por un flujo primario que circula dentro de su carcasa que contiene al menos un compresor, una cámara de combustión y una turbina. Este flujo primario se caracteriza por una cantidad reducida de flujo de masa de aire que se acelera significativamente a una velocidad muy alta cuando se libera en el escape, por lo que su eficiencia propulsora es baja.

El generador de gas central acciona un eje unido a una hélice bypass que genera un flujo secundario que se desplaza entre la góndola interna que rodea la carcasa del núcleo del motor y la góndola externa que rodea a la hélice. Este flujo secundario se caracteriza por una gran cantidad de flujo de masa de aire que se acelera hasta una velocidad final mucho menor que el flujo primario, por lo que su eficiencia propulsora es mucho mayor.

La góndola exterior aguas arriba de la hélice define la sección de perfil adecuada para que el flujo llegue a la hélice en las condiciones óptimas. En la ubicación de la hélice, incluye una carcasa de la hélice que contiene los álabes, de manera que en caso de liberación del álabe, la carcasa evita que el álabe impacte en la aeronave. Aguas abajo de la hélice, la góndola externa e interna proporciona la geometría adecuada del conducto para que la boquilla alcance una expansión óptima del flujo secundario. También en algunos casos la góndola externa tiene una función de soporte del motor y el núcleo del motor está parcialmente unido a ella y transmite parte de las cargas del motor al resto de la aeronave.

También aguas debajo de la hélice, hay paletas guía que son elementos estructurales que soportan la góndola externa y la unen a la carcasa del núcleo del motor. También actúan como perfiles que redirigen la velocidad tangencial del flujo inducido por la hélice para maximizar la eficiencia.

Con el fin de aumentar la eficiencia de este tipo de motor, la tendencia es aumentar la cantidad de flujo secundario en comparación con el flujo primario de manera que el aumento de la velocidad media resultante del flujo es menor. El caudal entre el flujo secundario y el primario se denomina ratio bypass que es mayor que 5 y puede alcanzar alrededor de 10 a 15 para los motores más eficientes.

Con el fin de alcanzar estos niveles de relación de bypass y aún satisfacer los requisitos de empuje, para las diferentes condiciones de operación de la aeronave, los diámetros de la hélice necesitan aumentarse significativamente en comparación con el diámetro del núcleo del motor. Esto aumenta el diámetro exterior de la góndola, produciendo un aumento significativo del peso y la penalización por arrastre en este componente, y reduciendo o incluso eliminando la mejora de la eficiencia propulsora.

También la reducción relativa de la sección del núcleo del motor, en comparación con la hélice más grande, produce una reducción en su rigidez de flexión. Como consecuencia, pueden aparecer deformaciones de ovalización mayores en el núcleo del motor en el funcionamiento que hace necesario aumentar las distancias de la punta de los álabes de los rotores para evitar interferencias. Este aumento de la holgura de la punta reduce la estanquidad entre los compresores y las etapas de la turbina y reduce su eficiencia, afectando significativamente a la eficiencia general de la propulsión.

El aumento del diámetro de la hélice también afecta la integración del motor con la aeronave, ya que hélices más grandes producen mayores desplazamientos entre la fijación del motor en la carcasa del núcleo del motor y la estructura de fijación de la aeronave como el fuselaje, produciendo momentos de flexión más grandes que requieren una caja voladiza más grande y más pesada llamado pilón para realizar la unión entre estas fijaciones.

Como consecuencia, el pilón entra en la góndola y en la sección anular del flujo secundario, por lo que necesita estar rodeado por un perfil aerodinámico que también produce una mayor penalización por arrastre a medida que se hace más grande para alojar una caja de pilón más grande dentro.

En los conceptos de unión convencionales, el momento de torsión, a lo largo del eje longitudinal del motor, se hace reaccionar en la parte trasera de la carcasa del núcleo del motor, en la posición de la turbina. Para reaccionar a este momento, se requiere una separación de dos cargas de reacción sustancialmente paralelas para generar un par de fuerzas. Esta separación se realiza por medio de un accesorio de fijación amplio y significativo, para evitar grandes cargas de deformación de la carcasa. Como consecuencia, el perfil del pilón y el carenado de los accesorios de fijación del pilón producen una interferencia no despreciable y sombreado del flujo secundario, reduciendo su sección efectiva y penalizando una eficiencia propulsora significativa. El aumento de la caja del pilón debido a hélices más grandes y la compensación a la estructura de fijación de aeronave aumentará esta penalización.

El documento US8844861 propone soluciones para resolver tales problemas por medio de un sistema de propulsión de aeronave que incluye un motor de turbohélice bypass rodeado por una góndola junto con un mecanismo que une el motor a un pilón de un avión. La góndola incluye una estructura interna que forma un cuerpo de revolución que incluye un armazón rígido formado por un bastidor anular corriente arriba fijado a una carcasa intermedia del motor, un bastidor anular corriente abajo que soporta la envoltura de escape del motor y brazos longitudinales que conectan los bastidores entre sí, el bastidor anular aguas abajo fijado al pilón al bastidor por medio de un mecanismo de suspensión flexible o con bisagras.

La idea propuesta podría resolver algunos de los problemas mencionados, pero todavía tiene el inconveniente de que el cuerpo de revolución representado y los medios de fijación implicarán una penalización de peso significativa y requerirá una asignación de espacio significativo, aumentará el diámetro del núcleo interno que reducirá significativamente la sección efectiva del flujo secundario, lo que requiere un aumento no deseable de la sección anular y del diámetro de la hélice.

Una integración alternativa de Turbofan se llama ingesta de capa límite (BLI) en el cual la góndola es enterrada parcialmente en la superficie externa del marco, de modo que el motor ingiere la capa límite de los componentes de la aeronave como fuselaje, ala, etc., dependiendo de la configuración de la aeronave. Esta capa límite tiene la característica de tener una velocidad más baja que el aire circundante debido a la fricción con las superficies del avión, de modo que para un aumento requerido dado del momento de flujo y empuje, la velocidad final resultante del flujo de empuje es menor. Esto permite una eficiencia de propulsión mejorada del motor que aprovecha la integración con la aeronave.

Para esta configuración, parte de la góndola es reemplazada por la estructura y la superficie disponibles de la aeronave, por lo que hay menos penalización en peso y arrastre generados cuando se aumenta el diámetro de la hélice. El aumento de diámetro afecta sólo a una góndola parcial. Esta configuración tiene los mismos problemas ya mencionados en el Turbofan convencional debido al pilón que tiene características e inconvenientes equivalentes. También los perfiles de la paleta colocados después de la hélice están presentes en esta configuración para realizar la misma función que para Turbofans convencionales.

Otros sistemas de propulsión comunes son el motor de rotor abierto o turbohélice que funciona con el mismo principio de tener un generador de gas central que acciona una hélice de bypass o propulsor, pero en este caso la góndola rodea sólo la carcasa del núcleo del generador de gas central con el flujo primario y no hay una góndola externa que rodee la hélice o el módulo propulsor con el flujo secundario. Esto permite el uso de álabes de hélice más grandes cuyo diámetro es independiente del diámetro externo de la góndola y, por lo tanto, mejora la eficiencia de propulsión sobre los diseños de motores Turbofan convencionales sin aumentar la penalización en el arrastre y peso externos de la góndola.

Se ha encontrado un rendimiento óptimo con un diseño de rotor abierto contrarrotatorio, que tiene un propulsor proporcionado por dos conjuntos de rotor contrarrotantes, teniendo cada conjunto de rotor una serie de álabes de perfil aerodinámico situados fuera de la carcasa del núcleo del motor, girando en direcciones opuestas. El primer conjunto de rotor aumenta el impulso del flujo de trabajo en una primera etapa y el segundo conjunto de rotor en la segunda etapa. El segundo conjunto de rotor también imparte un cambio en la velocidad tangencial del fluido de trabajo que sale del primer rotor, redirigiendo esta velocidad tangente en dirección de empuje longitudinal, mejorando aún más la eficiencia.

También se conoce el documento CA2887262 que describe un sistema de propulsión de rotor abierto haciendo uso de un único conjunto de hélice giratorio análogo a una hélice bypass tradicional que reduce la complejidad del diseño, pero proporciona un nivel de rendimiento propulsivo comparable a los diseños de propulsión contrarrotantes.

Más específicamente, el documento describe un elemento giratorio con un eje de rotación y un elemento estacionario. El elemento giratorio incluye una pluralidad de álabes y el elemento estacionario tiene una pluralidad de paletas configuradas para impartir un cambio en la velocidad tangencial del fluido de trabajo opuesto al impartido por el elemento giratorio. Ambas, las paletas y los álabes giratorios tienen un paso variable.

En este caso, las paletas realizan la misma función de reorientación que para las configuraciones Turbofan, pero no proporcionan soporte a la góndola externa que no está presente en esta arquitectura.

En cuanto a la turbina convencional y el Turbofan BLI, para las configuraciones de rotor abierto, la integración más convencional de estos motores en la aeronave es proporcionada por una caja de pilón grande y pesada, unida a la carcasa del núcleo del generador de gas del motor, con el mismo desplazamiento mencionado de la estructura marco y los inconvenientes significativos asociados. En las configuraciones de rotor abierto, así como en el Turbofan BLI, los álabes de la hélice o propulsor están muy cerca de la estructura de la aeronave, sin que la góndola entre medias.

La misma problemática ocurre cuando la hélice o el módulo del propulsor con grandes diámetros de la hélice o propulsor son accionados por un motor eléctrico, pistón u otro tipo de motor en lugar de un generador de gas central que puede colocarse coaxial o no con el rotor del álabe. En el caso de no haber sido co-axial el motor puede transmitir la potencia al módulo del rotor por medio de un eje y una transmisión, permitiendo colocar el motor en un componente diferente de la aeronave como el fuselaje, el ala u otros.

Se conoce el documento EP2562082 que divulga un sistema de propulsión de una aeronave que tiene un conjunto de rotor de propulsión giratorio alrededor de un eje de rotación y que comprende una pluralidad de álabes y un conjunto de paletas rotacionalmente fijas situado adyacente al conjunto del rotor propulsor y dispuestos de forma circunferencial alrededor del eje de rotación. A medida que el flujo de aire entra en el conjunto del rotor de propulsión, una porción del flujo de aire pasa sobre el conjunto de paletas que está configurado para dirigir el flujo de aire alejado de las paletas del rotor para reducir la velocidad relativa de la reorientación del flujo de aire sobre los álabes del rotor. Esto resulta en una reducción de la tendencia del flujo de aire a través del conjunto del rotor de propulsión para que se obstruya. Además, el documento EP2234885 divulga una configuración de motores de propulsión para aeronaves civiles de gran tamaño, y más particularmente para aeronaves que incorporan una configuración de motores unidos al fuselaje trasero, que permite la optimización de los motores en varias situaciones de vuelo, principalmente durante el despegue y en vuelo.

La presente invención se dirige a la solución de dichos problemas.

SUMARIO DE LA INVENCIÓN

Como se ha indicado anteriormente, se conocen varias configuraciones de propulsión rotativa de aeronaves, como el Turbofan convencional (TF), el Turbofan de ingestión de capa límite (TF BLI) y rotor abierto o propulsor (OR), rotor abierto contra rotación (CROR) y configuración alternativa descrita en el documento CA2887262 aquí denominada como MonoFan Sin Conducto (UMF). Todos estos sistemas de propulsión están caracterizados por un núcleo generador de gas central que contiene al menos un compresor, una cámara de combustión y una turbina rodeada en primer lugar por una carcasa de núcleo central y en segundo lugar por una góndola interna y es accionado por un flujo primario que circula dentro de la carcasa. Este generador de gas central acciona una hélice bypass, conducida por una góndola externa para las arquitecturas TF o acciona un propulsor bypass sin conducto, única para el OR contra rotación para el CROR, que genera un flujo secundario que produce la mayor parte del empuje.

En todas las configuraciones, la integración más común a la estructura de la aeronave es por medio de una caja estructural grande llamada pilón que está unida a la carcasa del núcleo central del motor en un extremo y al componente de la aeronave en el otro. Ambas uniones extremas se realizan convencionalmente mediante fijaciones isostáticas o cuasi-isostáticas para facilitar el proceso de ensamblaje.

Como se ha indicado anteriormente, se sabe que la tendencia es aumentar el diámetro de la hélice que genera el flujo secundario, con el fin de aumentar la eficiencia de la propulsión. Este aumento del diámetro de la hélice o propulsor aumenta el desplazamiento de la carcasa del núcleo del generador de gas central a la estructura del fuselaje que produce una penalización significativa sobre el peso del pilón y la resistencia aerodinámica.

Es común a la mayoría de las configuraciones de propulsión, TF, TF BLI y UMF, la presencia de paletas aguas debajo de la hélice rotativa o propulsor para dirigir a la dirección de empuje la velocidad tangencial del flujo secundario producido por la hélice o propulsor, aumentando la eficiencia.

Como se ha indicado anteriormente, se conoce un motor que comprende un elemento giratorio y un elemento estacionario. Dicho elemento giratorio tiene un eje de rotación a lo largo del eje longitudinal del motor y una hilera de álabes y dicho elemento estacionario tiene una hilera de paletas configuradas para impartir un cambio en la velocidad tangencial del aire opuesta a la impartida por dicho elemento giratorio. Las paletas están unidas a la carcasa del núcleo del motor en un extremo.

El sistema de propulsión rotacional objeto de la invención se define según la reivindicación 1 independiente anexa, con aspectos adicionales definidos según sus reivindicaciones dependientes. Comprende al menos una de dichas paletas también unida al fuselaje de la aeronave en su otro extremo, ya que comprende medios para su fijación al fuselaje, de manera que el motor está parcialmente soportado por dicha paleta y por lo tanto las paletas, que están configuradas para no girar alrededor del eje longitudinal del motor y situadas en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor diferente de la posición en la que está situada la hilera de álabes giratorios, sirven para soportar el motor a la estructura del marco.

Se entiende por esta descripción que los álabes giran alrededor del eje longitudinal del motor mientras que las paletas no giran alrededor del eje longitudinal del motor, aunque cada una de ellas podría girar en torno a su propio eje para conseguir ángulos de paso diferentes. Dicho eje de paso de cada paleta está próximo a la línea de referencia de cada paleta que es la curva o línea que intersecta cada sección de perfil de la paleta en su centroide.

Dicho sistema de integración del motor con el fuselaje, significando fuselaje también un ala, o la góndola exterior, cuando el núcleo del motor TF está soportado sobre él y transmite parte de las cargas del motor al resto de la aeronave u otro componente del marco al que se puede acoplar el motor, toma algunas o todas las cargas que pasan a través del pilón en configuraciones convencionales, que permite eliminar o reducir la sección de la estructura de pilón convencional con las siguientes ventajas principales:

-Eliminar o reducir el peso y arrastre asociados.

-Eliminar o reducir la sección de la estructura soporte dentro de la sección anular de flujo secundario, ya que el motor tiene soporte en lugar de hacerlo mediante un gran pilón que proporciona una amplia zona de interferencia y sombra, de una o varias paletas más delgadas.

-Reducir la introducción de cargas en el fuselaje u otro componente del marco en el que se pueda fijar el motor y la penalización de peso asociado.

Otra ventaja de tener una paleta unida al fuselaje es que se puede integrar un sistema de amortiguación de vibraciones en esta unión, permitiendo el uso de materiales de amortiguación a baja temperatura como elastómeros, simplificando por lo tanto el diseño en el lado del motor, donde las asignaciones de espacio son más limitadas y las restricciones de temperatura son mucho más altas, y como consecuencia directa, reduciendo el peso y la complejidad en el lado del motor.

Una ventaja adicional de tener una paleta unida al fuselaje es que, si tiene una paleta con paso, el mecanismo de paso para dicha paleta soporte o el conjunto de otras paletas y / o álabes giratorios podría estar situado en el lado de la sección del marco, simplificando así el diseño en el lado del motor, donde las asignaciones de espacio son más limitadas, y como una consecuencia directa, reduciendo el peso y la complejidad en el lado del motor.

Ventajas adicionales son que la paleta con paso se puede utilizar para orientar la aeronave, ayudando al HTP y al VTP y también como inversión del empuje para reducir la velocidad de la aeronave después del aterrizaje.

DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS

Para completar la descripción y con el fin de proporcionar una mejor comprensión de la invención, se proporciona un conjunto de dibujos. Dichos dibujos forman parte integrante de la descripción e ilustran realizaciones preferidas de la invención. Los dibujos comprenden las siguientes figuras.

La figura 1a muestra una vista en planta en sección transversal de un Turbofan y el pilón que une dicho Turbofan a un fuselaje de una aeronave de acuerdo con el estado de la técnica.

La figura 1b muestra una vista posterior de un Turbofan y el pilón que une dicho Turbofan a un fuselaje de una aeronave de acuerdo con el estado de la técnica.

La figura 2 muestra una vista esquemática superior de un primer ejemplo de realización de la invención que tiene un rotor abierto con al menos una paleta unida al fuselaje, más específicamente a la sección de bastidor en conexión con la mamparo de presión trasero.

La figura 3 muestra una vista esquemática frontal de un segundo ejemplo de realización de la invención que tiene dos paletas unidas al fuselaje que tiene una configuración tangencial con respecto al fuselaje y radial con respecto a la carcasa del núcleo del motor.

La figura 4 muestra una vista esquemática frontal de un tercer ejemplo de realización de la invención que tiene dos paletas unidas al fuselaje donde el eje longitudinal de la paleta tiene una configuración tangencial con respecto al fuselaje y un ángulo mayor que 0° con respecto a la dirección radial de la carcasa del motor.

La figura 5 muestra una vista esquemática frontal del segundo ejemplo de realización de la invención que tiene dos paletas unidas al fuselaje que tienen una configuración tangencial con respecto al fuselaje y radial con respecto a la carcasa del núcleo del motor y que comprende también una paleta trasera adicional para soportar el motor.

Las figuras 6a y 6b muestran una vista esquemática frontal del tercer ejemplo de realización de la invención que tiene dos paletas unidas al fuselaje que tienen una configuración tangencial con respecto al fuselaje y un ángulo mayor que 0° con respecto a la dirección radial de la carcasa del motor.

La figura 7 muestra una vista esquemática superior de un ejemplo de realización de la unión de una paleta a la carcasa del núcleo del motor que tiene dos puntos de unión a la carcasa del núcleo del motor.

La figura 8 muestra una vista esquemática de una sección longitudinal de un ejemplo de realización que muestra una paleta unida al motor y una paleta trasera adicional para soportar adicionalmente el motor.

La figura 9 muestra una vista esquemática de un ejemplo de realización de una paleta.

La figura 10 muestra una pluralidad de secciones transversales esquemáticas de diferentes realizaciones de la paleta mostrada en la figura 9.

La figura 11 muestra una vista esquemática de un ejemplo de realización de la fijación de la paleta en el lado del motor.

La figura 12 muestra una vista esquemática de un ejemplo de realización de la fijación de la paleta en el lado del fuselaje.

La figura 13 muestra secciones transversales esquemáticas de la paleta que tienen un borde de ataque y de salida deformable y / o móvil.

La figura 14 muestra una sección transversal esquemática de la paleta que tiene un perfil de paso variable.

La figura 15 muestra una vista esquemática frontal de un ejemplo de realización que muestra el accionamiento del mecanismo de paso de las paletas de soporte desde el lado del fuselaje.

La figura 16 muestra una vista esquemática frontal de un ejemplo de realización que muestra el conjunto completo de paletas que se accionan desde el fuselaje a través de la paleta.

DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN

La figura 1a describe un motor Turbofan (1), un perfil de pilón (102), un carenado (103) de unión de pilón, una caja de pilón (302), accesorios delanteros de pilón (303) y accesorios traseros de pilón (304), uniendo dicho motor Turbofan (1) al fuselaje (2) de una aeronave de acuerdo con el estado de la técnica. El motor (1) comprende una hilera de álabes giratorios (3), un conjunto de paletas (4), un núcleo de motor (307), una carcasa de núcleo de motor (6), una góndola interna (100), una góndola externa (101), una sección de flujo primario (201) y una sección de flujo secundario (200) de acuerdo con el estado de la técnica.

La figura 1b describe el mismo motor Turbofan (1), un perfil de pilón (102) y un carenado de unión de pilón (103) que unen dicho motor Turbofan (1) al fuselaje (2) de una aeronave de acuerdo con el estado de la técnica. El motor (1) comprende una góndola externa (101), una góndola interna (100), una sección de flujo primario (201) y una sección de flujo secundario (200) de acuerdo con el estado de la técnica.

Las figuras 1a y 1b describen los diferentes componentes del motor Turbofan (1) y sus medios de fijación al fuselaje (2) de acuerdo con el estado de la técnica. En particular, se puede ver la caja de pilón (302), el perfil de pilón (102) y el carenado de fijación de pilón (103) y su interferencia con el flujo secundario del motor (1).

La figura 2 describe un ejemplo de realización de la invención de un motor de rotor abierto (1) integrado en el fuselaje (2) de una aeronave. El motor (1) comprende:

- una hilera de álabes giratorios (3), y

- una hilera de paletas (4).

Una de dichas paletas (4) está unida al fuselaje (2) de la aeronave de tal manera que el motor (1) está parcialmente soportado por dicha paleta (4). Opcionalmente, las paletas (4) podrían estar unidas a una sección del fuselaje (2) en conexión con la mampara de presión trasera (7) para sinergias estructurales.

Como se describe en la figura 2, el eje longitudinal de la paleta (4) puede tener un ángulo de barrido (400) con respecto al plano perpendicular al eje longitudinal del motor, superior a 0°, que permite aumentar la orientación de la paleta (4) en la dirección de empuje para reaccionar mejor esta carga en el fuselaje (2). De hecho, el eje longitudinal de la paleta (4) configurado para unirse al fuselaje (2) está situado en un plano perpendicular al eje del motor aunque podría tener un ángulo de barrido (400) como se ha indicado anteriormente. De la misma manera, en los ejemplos de realización descritos se muestra el eje longitudinal de la paleta (4) como una línea recta, aunque el eje longitudinal podría estar formado por una línea curva en lugar de una línea recta. Incluso en este caso, dicha paleta (4) que tiene un eje longitudinal curvado podría girar alrededor del eje de rotación de la paleta (4), siendo el eje de rotación diferente del eje longitudinal.

Para tener la posibilidad de soportar mejor los momentos perpendiculares al eje longitudinal del motor (1), la paleta (4) configurada para fijarse al fuselaje (2) podría comprender, como se muestra en la figura 7, dos puntos de fijación diferentes (30, 31) a la carcasa del núcleo del motor (6), estando dichos dos puntos de fijación (30, 31) separados a lo largo del eje longitudinal del motor (1).

En el ejemplo de realización mostrado en la figura 3, el motor (1) está soportado por dos paletas (4) para soportar mejor los momentos en el eje longitudinal del motor (1), o en ejes paralelos a éste. Esta configuración tiene la ventaja de que al menos una de las paletas (4) podría tener un componente vertical capaz de reaccionar directamente a las cargas verticales del motor (1), reduciendo las cargas de flexión del momento resultante en la interfaz del fuselaje (2) en comparación con los que resultan en una sola caja de pilón (302). También como se muestra en la figura 3, las dos paletas (4) están preferiblemente situadas tangencialmente al fuselaje (2) que tiene la ventaja de producir cargas tangenciales en el fuselaje (2) que son más fáciles de reaccionar que las cargas perpendiculares. También en esta configuración, se obtiene el máximo brazo posible entre los dos accesorios en el fuselaje (2), reduciendo las cargas de compresión en el fuselaje (2). Como consecuencia de las dos ventajas mencionadas, esta configuración permite reducir el peso de penalización en las interfaces de las paletas (4) y en el fuselaje (2).

En el ejemplo de realización mostrado en la figura 3, las paletas (4) están situadas radialmente con respecto a la carcasa del núcleo del motor (6), pero otras configuraciones son posibles, por ejemplo, teniendo paletas (4) que no son totalmente radiales con respecto a la carcasa del núcleo del motor (6), tal como se describe en la figura 4, que describe unas paletas (4) situadas en una configuración parcialmente tangencial con respecto a la carcasa del núcleo del motor (6), formando el eje longitudinal de la paleta (4), en esta posición, un ángulo superior a 0° con respecto a la dirección radial de la carcasa del motor (6). Esta configuración tiene la ventaja de que las paletas (4) son capaces de reaccionar mejor el momento en la dirección longitudinal del motor (1) en la interfaz del motor (1). Esto permite una mayor distancia entre el eje longitudinal de la paleta (4) y el eje longitudinal del motor (1) que reduce las cargas de compresión resultantes sobre la carcasa del motor (6), reduciendo la penalización en peso y la asignación de espacio para esta interfaz, minimizando también las interferencias de cargas aerodinámicas. Además, tener las paletas (4) en una posición sustancialmente tangencial permite un cruce más progresivo con las palas giratorias (3) que son en su mayor parte radiales, suavizando sus interacciones aerodinámicas y reduciendo los problemas de ruido y vibraciones.

Además, al menos una de las paletas (4) podría comprender un signo de ángulo opuesto en comparación con la otra paleta (4) con respecto a la dirección radial de la carcasa del motor (6). Esto permitirá una mejor transmisión de carga, tal como se representa en la figura 4, de tal manera que la distancia entre los extremos de dos paletas (4) en la carcasa del núcleo del motor (6) sea más ancha si el ángulo es de signo opuesto y, por lo tanto habrá un brazo más grande para reaccionar a momentos en el eje longitudinal del motor (1) y por lo tanto menores cargas de compresión, reduciendo la penalización en peso y la asignación de espacio para esta interfaz, minimizando también la interferencia aerodinámica.

Como resumen, las figuras 3 y 4 muestran ejemplos de realización que tienen dos paletas (4) fijadas a la carcasa del núcleo del motor (6) en una configuración radial. Dichas configuraciones tienen la ventaja de que es posible tomar momentos en la dirección longitudinal del motor (1) sin accionar la altura y el tamaño de una sola caja de pilón (302) y el perfil de pilar asociado (102). Puede reducirse o incluso eliminarse, minimizando su peso máximo, arrastre y minimizando también su interferencia con el flujo secundario. Como resultado, mejora la eficiencia del motor (1).

Además, o como alternativa a la configuración anterior, el sistema de propulsión rotativo puede comprender al menos una paleta adicional (4') situada en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor (1) diferente de la posición en la que está localizada la hilera de álabes giratorios (3), o en el caso de que también haya una paleta (4) o una hilera de paletas (4) en una posición diferente de la posición en la que está situada la hilera de paletas (4).

Esta configuración se muestra en las Figuras 5, 6a y 6b, la paleta adicional (4') está configurada para unir el motor (1) al fuselaje (2). Dicha paleta adicional (4') une el motor (1) al fuselaje (2) en su parte trasera. Una ventaja de esta configuración es que permite una mayor separación a lo largo del eje longitudinal en el motor (1) y en el lado del fuselaje (2) entre ambas paletas (4, 4'), de modo que las fuerzas necesarias para reaccionar el momento perpendicular al eje longitudinal del motor (1) son menores, reduciendo la penalización en peso de las paletas (4, 4') y sus interfaces. Una ventaja adicional de dicha configuración es que el motor (1) se sitúa entre ambas paletas (4, 4') reduciendo por tanto el voladizo y la flexión del motor (1) mejorando su rendimiento.

Dicha paleta adicional (4') puede estar situada en una posición radial intermedia del motor entre dos paletas (4) de la hilera de paletas (4) fijadas al fuselaje (2) como se muestra en la figura 5 o también puede estar situada en la misma posición radial del motor alineada con una de las paletas (4) o también puede estar situada fuera del ángulo intermedio formado por las dos paletas (4) de la hilera de paletas (4).

Como alternativa, la paleta adicional (4') puede colocarse preferentemente tangencialmente al fuselaje (2) y formar el eje longitudinal de la paleta adicional (4') un ángulo superior a 0° con respecto a la dirección radial de la carcasa (6) del núcleo del motor, que permite resistir mejor también momentos en la dirección longitudinal del motor (1) como se puede ver en la figura 6a. Como se ha indicado anteriormente, como alternativa, la paleta adicional (4') podría comprender un ángulo de signo opuesto con respecto a la dirección radial en el lado del motor (1) en comparación con las otras paletas (4) también para soportar mejor momentos en la dirección longitudinal eje del motor (1) como puede verse en la figura 6b.

La figura 8 muestra una paleta (4) unida al motor (1) y una paleta adicional (4') situada en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor (1) diferente de la posición en la que están situadas las hilera de álabes giratorios (3) y la paleta (4).

Las figuras 9 a 12 muestran diferentes ejemplos de realización de la paleta (4) configurada para ser fijada al fuselaje (2). Dicha paleta (4) comprende una caja estructural central (16), a la que están unidos un borde de ataque (10) y un borde de salida (11) formando una forma de perfil aerodinámico como puede verse en la figura 10. La caja estructural central (16) comprende en sus extremos medios para su fijación al motor (1) y al fuselaje (2) como se puede ver en la figura 9.

Alternativamente, el perfil aerodinámico puede estar compuesto por una única caja estructural (16) que forma directamente el perfil, sin un borde de salida (11) o borde de ataque (10) separado.

La paleta (4) comprende medios para enrutar (12) al motor (1) (conducto de combustible, eléctrico e incluso de purga). Las paletas (4) comprenden medios de enrutamiento (12) en el borde de ataque (10) o en el borde de salida (11) o incluso a lo largo de la caja central (16).

En un ejemplo de realización, toda la paleta (4) puede girar alrededor de su eje longitudinal en su interfaz con el motor (1) y el fuselaje (2), como se muestra en la figura 11, por medio de un mecanismo de paso.

Como alternativa, las paletas (4) se pueden fijar en la interfaz del motor (1) y del fuselaje (2). Sólo una parte del perfil de la paleta (4) puede girar como se muestra en la figura 13 para reorientar el flujo, por medio de un mecanismo móvil o de deformación. Como otra alternativa, el perfil completo de la paleta (4) puede girar sobre una longitud parcial de la separación entre las interfaces fijas con el fuselaje (2) y el motor (1), por medio de mecanismos de rotación de deformación o medios equivalentes, como se muestra en la figura 14.

Como la paleta (4) está conectada al fuselaje (2), también sería posible accionar el paso (8), el mecanismo móvil o el mecanismo de deformación desde el lado del fuselaje (2), en lugar de desde el motor (1), como se muestra en la figura 15, y como consecuencia directa, reduciendo el peso y la complejidad en el lado del motor (1).

El conjunto entero de paletas (4) puede ser accionado desde el fuselaje (2) por la paleta (4) de soporte estática que actúa desde el fuselaje (2) como se muestra en la figura 16 mediante dispositivos hidráulicos, eléctricos u otros dispositivos de accionamiento adecuados. La rotación de la paleta (4) puede transmitir en su momento una rotación a las otras paletas (4) o álabes (3) alrededor de sus ejes longitudinales mediante medios de transmisión adecuados, tales como cadenas, varillas, circuitos hidráulicos, etc, localizados dentro del motor (1). Por lo tanto, la paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) está configurada para transmitir, por ejemplo, como un eje dentro de su perfil, su rotación a un medio de transmisión situado dentro de la carcasa del motor (6) que transmite rotación alrededor de su eje longitudinal a las otras paletas (4) o álabes giratorios (3). Como consecuencia directa, se reduce el peso y la complejidad del mecanismo de paso en el lado del motor (1).

Como alternativa, se puede colocar un eje dentro del perfil de paleta soporte en lugar de estar el eje formado directamente por el perfil de la paleta soporte, con el fin de realizar la misma función descrita.

La paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprende un mecanismo de paso (8) capaz de girar como un ángulo adecuado entre 0° y /- 120° en otro para poder también reorientar el flujo en dirección vertical o lateral cuando sea necesario para ayudar a los empenajes a ajustar la fuerza o la dirección de reversión del empuje hacia delante para reducir la velocidad de la aeronave después del aterrizaje.

En el lado del motor (1), en el caso de que toda la paleta (4) pueda girar para un paso variable, su cajón estructural (16) en ambos extremos comprende una sección de revolución alrededor de su eje de rotación. Como la paleta (4) tiene que acomodar las cargas de tensión, compresión y flexión, se integran dos cojinetes (15) en diferentes posiciones longitudinales como se representa en la figura 11.

En el lado del fuselaje (2), en el caso de que toda la paleta (4) pueda variar su ángulo de paso, se necesitan medios equivalentes. Una sección de bastidor está adaptada para la integración de la paleta (4), se representa un ejemplo de realización en la figura 12. La sección de bastidor comprende una cavidad de bloqueo (14) en la que están situados los cojinetes (15). Adicionalmente, se añaden intercostales (22) que conectan el bastidor que integra la cavidad de bloqueo (14) con los bastidores adyacentes para distribuir las cargas de interfaz. Opcionalmente, el bastidor con la cavidad de bloqueo (14) también está conectado al tabique de presión posterior (7) en el interior, para distribución de cargas y sinergias estructurales.

Finalmente, se puede añadir a la parte interior de la cavidad de bloqueo (14) un material amotiguador (23), por ejemplo un elastómero, que actúe como soporte blando y reduzca las vibraciones transmitidas desde el motor (1) a la aeronave. En el lado del motor (1), la integración de un material elastomérico es más compleja debido a que dicho material no resiste las altas temperaturas desarrolladas por el motor (1) y también debido a restricciones de espacio en el lado del motor (1). En este caso, se debe añadir una cavidad de bloqueo adicional (17) al conjunto en contacto con los cojinetes (15) de modo que el material amortiguador (23) se coloque entre la cavidad de bloqueo (14) y la cavidad de bloqueo adicional (17), de manera que el conjunto de paletas (4) y medios de fijación están aislados por el elastómero (23) del resto de la estructura para reducir la transmisión de vibraciones.

A ambos lados de la paleta (4), se proporciona una interfaz fija más convencional cuando la paleta entera (4) no gira alrededor de su eje de extensión.

La invención es directamente aplicable a la integración de otras propulsiones rotativas como TF BLI, propulsores, propulsión distribuida o propulsión remota.

Para las aplicaciones de TF convencionales, la invención también es aplicable considerando que la paleta (4) necesita cruzar también la góndola externa (101) antes de llegar a la estructura de la aeronave por medio de una abertura hermética para permitir el cruce de la paleta (4) desde la carcasa del motor (6) al fuselaje (2). En este caso, el perfil de la paleta (4) se fijará en la parte exterior de la góndola exterior (101) y girará alrededor de su eje longitudinal, para reorientar el flujo al menos en el punto de flujo secundario, entre la góndola externa (101) y la góndola interna (100) del motor (1).

Finalmente, los ejemplos de realización presentados para esta invención son aplicables a las integraciones del motor (1) con el fuselaje (2), pero también es aplicable directamente al caso en el que el motor (1) está integrado en el ala o en la góndola exterior, cuando el núcleo del motor TF está soportado en él y transmite parte de las cargas del motor al resto de la aeronave, o en otro componente del marco.

Claims (13)

1. REIVINDICACIONES

   1 Sistema de propulsión rotativo de una aeronave, que comprende un motor (1) rodeado por una carcasa del motor (6), el sistema de propulsión rotativo comprendiendo además:

   - una hilera de álabes giratorios (3) configurados para girar alrededor del eje longitudinal del motor (1), y

   - al menos una paleta (4) configurada para no girar alrededor del eje longitudinal del motor (1) situada en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor (1) diferente de la posición en la que la hilera de álabes giratorios (3) está situada, teniendo dicha paleta (4) un extremo unido a la carcasa del motor (6),

   - la paleta (4) estando configurada para orientar el flujo antes o después de los álabes giratorios (3) de manera que el flujo final resultante esté en su mayoría alineado con la dirección de empuje del motor (1), dicha paleta (4), en su otro extremo, comprendiendo medios para su fijación al fuselaje (2) de la aeronave de tal manera que el motor (1) está configurado para ser soportado al menos parcialmente por el fuselaje (2) a través de dicha paleta (4),

   la paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprendiendo un mecanismo de paso para reorientar el flujo, comprendiendo el mecanismo de paso un actuador configurado para estar situado en el lado del fuselaje (2);

   caracterizado por que la paleta (4) configurada para estar unida al fuselaje (2) está configurada para transmitir su rotación a un medio de transmisión situado dentro del motor (1) que transmite rotación a otras paletas de una hilera de paletas (4) que comprende a esa paleta o a los álabes de la hilera de álabes giratorios (3) alrededor de su eje longitudinal.
2. 2.- Sistema de propulsión rotativo, según la reivindicación 1, donde la al menos una paleta (4) forma parte de una hilera de paletas (4).
3. 3.- Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende al menos una paleta adicional (4') situada en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor (1) diferente de la posición en la que están situados la hilera de álabes giratorios (3) y la paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2), estando la paleta adicional (4') unida a la carcasa del motor (6) en un extremo y que comprende medios para su fijación al fuselaje (2) en el otro extremo para proporcionar al motor (1) con la posibilidad de soportar momentos perpendiculares al eje longitudinal del motor (1).
4. 4.- Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el eje longitudinal de la paleta (4) configurado para fijarse al fuselaje (2) está situado en un plano radial con respecto a la carcasa del motor (6).
5. 5.- Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, que comprende dos paletas (4) configuradas para ser fijadas al fuselaje (2), en las que al menos el eje longitudinal de una de las paletas (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprende en su unión a la carcasa del motor (6) un ángulo de signo opuesto con respecto a la dirección radial de la carcasa (6) en comparación con el ángulo formado por el eje longitudinal de la otra paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) con respecto a la dirección radial del motor (1) también en su propio punto de fijación a la carcasa del motor (6).
6. 6.- Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la al menos una paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) está configurada para estar situada tangencialmente con respecto al fuselaje (2) en su punto de unión con el fuselaje (2) o el eje longitudinal de la paleta (4) está configurado para formar un ángulo distinto de 0° con respecto a la dirección radial del fuselaje (2) en su punto de unión con el fuselaje (2).
7. 7.- Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la al menos una paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) está configurada para ser unida a la mampara de presión trasera (7) del fuselaje (2).
8. 8. Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la al menos una paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprende dos puntos de fijación diferentes (30, 31) a la carcasa del motor (6), estando dischos dos puntos de fijación (30, 31) separados a lo largo del eje longitudinal del motor (1) para proporcionar al motor (1) con la posibilidad de soportar momentos perpendiculares al eje longitudinal del motor (1).
9. 9. Sistema de propulsión rotativo, según la reivindicación 1, en el que toda la paleta (4) es móvil alrededor de su eje de rotación para variar su ángulo de paso o solamente una parte longitudinal de la paleta (4) es móvil alrededor de su eje de rotación o sólo su borde de ataque o de salida es móvil a lo largo de su eje de rotación de la paleta (4) para orientar el flujo.
10. 10.- Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que la almenos una paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprende un material de amortiguación (23) en su unión al lado del fuselaje (2) para actuar como asiento suave y reducir las vibraciones transmitidas desde el motor (1) a la aeronave.
11. 11.- Sistema de propulsión rotativo, según la reivindicación 10, donde la almenos una paleta (4) configurada para ser unida la fuselaje (2) comprende una primera cavidad de bloqueo (14) configurada para situarse en el fuselaje (2) y en la que están situados cojinetes (15) que definen un eje de rotación para la variación del paso en un extremo de dicha paleta (4) configurada para ser unida la fuselaje (2) y una cavidad de bloqueo adicional (17) conectable a la estructura del fuselaje (2) de manera que el material de amortiguación (23) se sitúa entre la primera cavidad de bloqueo (14) y la cavidad de bloqueo adicional (17).
12. 12. Sistema de propulsión rotativo, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende una góndola exterior (101) que rodea la hilera de álabes giratorios (3) del motor (1) y en el que dicha góndola exterior (101) comprende una abertura hermética para permitir el cruce de la al menos una paleta (4) desde la carcasa del motor (6) hasta el fuselaje (2).
13. 13.- Aeronave que comprende un sistema de propulsión rotativo según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes.