ES3053807T3 - Combination compressed-fluid ejector and propeller propulsion system - Google Patents

Abstract

Un sistema de propulsión incluye una fuente de fluido comprimido, al menos un propulsor en comunicación fluida con la fuente, al menos una turbina en comunicación fluida con la fuente y acoplada a una hélice, y un aparato para proporcionar selectivamente el fluido comprimido a uno o ambos del al menos un propulsor y la al menos una turbina. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

[0001] DESCRIPCIÓN

[0002] Sistema de propulsión combinado de eyector de fluido comprimido y hélice

[0003] REIVINDICACIÓN DE PRIORIDAD

[0004] La presente solicitud de patente reivindica la prioridad de la solicitud de patente provisional de EE. UU. n.º 62/673,094 depositada el 17 de mayo de 2018.

[0005] ANTECEDENTES

[0006] Para aeronaves con despegue y aterrizaje vertical (Vertical Take-Off and Landing, VTOL) y despegue y aterrizaje cortos (Short Take-Off and Landing, STOL), lo que se necesita son niveles de rendimiento con una mejor huella operativa, menor ruido en VTOL, requisitos de espacio de aterrizaje más compactos, mejor fiabilidad y menores costes operativos. El documento US 3,388,878 describe una aeronave VTOL que presenta una pluralidad de ventiladores de sustentación accionados por motores a reacción montados en el fuselaje para proporcionar sustentación simétrica con respecto al centro de gravedad de la aeronave. El documento US 2005/223695 describe un sistema de control vectorial de empuje para un motor cohete con tobera de obturación destinado a propulsar y maniobrar un vehículo. El documento US2017/159565 describe una microturbina que también funciona como generador de gas y produce varias corrientes de gases presurizados y calientes hacia eyectores, generando una fuerza para su uso en todas las fases de vuelo. El documento WO2017/209820 describe un vehículo que tiene un cuerpo principal y un generador de fluido acoplado al cuerpo principal y que produce una corriente de fluido. Al menos un conducto delantero y al menos un conducto trasero están acoplados de forma fluida al generador. El documento US 2013/062455 describe una aeronave VTOL de ala fija que presenta una matriz de ventiladores de sustentación eléctricos distribuidos sobre la superficie de la aeronave. Un generador se acopla selectivamente al motor de turbina de gas de la aeronave. El documento US 2,939,649 describe una aeronave comprendiendo al menos dos ventiladores montados con sus ejes sustancialmente verticales y dispuestos para descargar corrientes de aire hacia abajo con el fin de impartir una componente de empuje ascendente a la aeronave, estando un ventilador montado en la parte delantera y otro en la parte trasera del centro de gravedad de la aeronave, previéndose medios para variar el empuje producido por un ventilador en relación con el empuje producido por el otro. El documento US 5,275,356 describe un ventilador de sustentación canalizado accionado por gas montado en una aeronave para proporcionar empuje en el modo de vuelo vertical. Un motor turbofán está montado en la aeronave y comprende una sección de ventilador destinada a proporcionar empuje en el modo de vuelo horizontal y un motor turboeje que tiene un eje de salida acoplado a la sección de ventilador para accionar la misma. El documento US 8,382,030 describe una planta propulsora para aeronave VTOL seleccionable entre un modo turbofán de baja potencia durante el vuelo de crucero y un modo de ventilador de sustentación de alta potencia durante el vuelo vertical. El documento US 5,246,188 describe una aeronave con capacidad de despegue y aterrizaje verticales incluyendo un mecanismo generador de potencia, un mecanismo generador de propulsión y alas que se extienden lateralmente. Cada ala incluye un perfil aerodinámico compuesto que presenta una curvatura inferior provista de un flap de empuje aerodinámico.

[0007] BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS DE DIBUJOS

[0008] la FIG.1 ilustra una vista superior de una realización de la presente invención;

[0009] la FIG.2 es una vista posterior de la realización de la presente invención mostrada en la FIG.1;

[0010] la FIG.3 es una vista frontal de la realización de la presente invención mostrada en la FIG.1;

[0011] la FIG.4. ilustra una realización de la presente invención en una vista en perspectiva posterior; y

[0012] la FIG. 5 ilustra un sistema de propulsión según una realización de la presente invención en una vista en perspectiva superior.

[0013] DESCRIPCIÓN DETALLADA

[0014] La presente solicitud de patente está destinada a describir una o más realizaciones de la presente invención. Debe entenderse que el uso de términos absolutos, tales como "debe", "hará" y similares, así como cantidades específicas, debe interpretarse como aplicable a una o más de dichas realizaciones, pero no necesariamente a la totalidad de dichas realizaciones. Pueden realizarse cambios y modificaciones sin apartarse de la invención, que se define por las reivindicaciones adjuntas.

[0015] Según un aspecto de la presente invención, se proporciona un sistema de propulsión tal como se define en la reivindicación 1. Las realizaciones se definen en las reivindicaciones dependientes. Una o más realizaciones proporcionan una arquitectura que permite una conmutación entre un propulsor/eyector de un sistema de propulsión fluídica (Fluidic Propulsive System, FPS) y un turbohélice, y viceversa, las características de bloquear una turbina para alimentar gases a un propulsor fluídico y viceversa, el modo de funcionamiento de la aeronave en procedimientos VTOL y STOL, ahorro de combustible para una aeronave VTOL, simplicidad en comparación con turbohélices orientables complejos, compacidad e integración, incluyendo ahorro de peso de dicho sistema en comparación con rotores basculantes, y ventajas en la dinámica de la aeronave mediante la segregación del sistema VTOL con respecto al vuelo horizontal mediante la simple apertura y cierre de válvulas. Este sistema puede permitir a la aeronave alcanzar niveles de rendimiento sin precedentes, con una mejor huella operativa, menor ruido en operaciones VTOL y requisitos de espacio de aterrizaje más compactos, así como una mayor fiabilidad y menores costes operativos gracias a mecanismos más simples.

[0017] Una realización incluye un generador de gas conectado de forma fluida con al menos un propulsor que presenta una placa frontal variable capaz de cerrarse completamente, obligando así a que el flujo del gas producido por el generador de gas pase sobre una turbina. El generador de gas puede estar conectado a una turbina situada en el centro de la aeronave, la cual presenta una tobera para acelerar y expandir el gas caliente y presurizado procedente del generador de gas hacia la turbina, tras lo cual los gases de escape se expulsan fuera del sistema a través de los puertos de escape 540.

[0019] En un extremo, una válvula bloquea completamente el paso hacia la turbina, forzando el gas a dirigirse hacia el propulsor fluídico y generando fuerza vertical usando relaciones de aumento que superan, por ejemplo, 2:1. En este caso (fase VTOL), el flujo hacia la turbina puede estar bloqueado mediante una válvula cerrada o tapones, de modo que la turbina no gira y, por lo tanto, la hélice tampoco gira. A medida que la aeronave asciende usando los propulsores FPS, las placas frontales de dichos propulsores comienzan a cerrarse, obligando al gas a acelerarse sobre la superficie Coandă e incrementar el empuje hasta un punto donde la aeronave se encuentra en vuelo y a una altura suficiente para iniciar la transición. La transición se marca mediante el desbloqueo del flujo sobre la turbina mediante la apertura lenta de la válvula hacia la turbina y/o la retirada progresiva de los tapones u obstrucciones en los puertos de escape 540 de la turbina, y la liberación del freno de la turbina. La turbina se acelera y comienza a accionar la hélice. Según la invención, la turbina y la hélice están conectadas mecánicamente entre sí a través de un mecanismo de engranajes para accionar las RPM correctas (reductor), pasando de unas RPM elevadas de la turbina a unas RPM bajas de la hélice de gran tamaño. Mientras las placas frontales continúan cerrándose, los propulsores producen el mismo empuje para mantener la aeronave en vuelo; la aeronave se vuelve más ligera debido al consumo de combustible y la hélice comienza a mover la aeronave hacia adelante, de modo que la estructura de la aeronave comienza a producir sustentación.

[0021] En un intervalo de entre 30-60 nudos, por ejemplo, la aeronave produce suficiente sustentación para mantenerse en vuelo y la hélice puede conmutar a la condición de crucero mediante la reducción del régimen del generador de gas (menor cantidad de gas enviada a la turbina), y los propulsores fluídicos se cierran completamente al estar las placas frontales completamente cerradas. Por lo tanto, cualquier paso de gas caliente se fuerza a atravesar la turbina. El proceso inverso se usa para aterrizar verticalmente, si se desea; la válvula de la turbina comienza a cerrarse mientras las placas frontales de los propulsores se abren, permitiendo que el gas caliente se inyecte a través de las ranuras formadas en los propulsores entre las placas frontales y la superficie Coandă. La velocidad de avance de la aeronave disminuye mientras los propulsores comienzan a generar el empuje suficiente para el aterrizaje vertical, con la hélice/eje/reductor/eje/turbina totalmente bloqueados en el aterrizaje. Los propulsores completamente abiertos producen, mediante FPS, el empuje suficiente para un descenso lento y el aterrizaje.

[0023] Las FIGS.1-3 ilustran un vehículo 100 según una realización de la invención visto desde diferentes perspectivas. En las FIGS. 1-4, el vehículo 100 tiene un sistema de propulsión con aumento de chorro con especial énfasis en las capacidades VTOL. Más específicamente, el vehículo 100 incluye un cuerpo principal 101 que tiene una porción delantera 102 y una porción trasera 103. El cuerpo principal 101 puede incluir una porción de cabina (no mostrada) configurada para permitir la operación tripulada del vehículo 100. Como en toda aeronave o embarcación, el vehículo 100 presenta un lado de estribor y un lado de babor. Un generador de fluido 104 está acoplado al cuerpo principal 101 y produce una corriente de fluido. En una realización, el generador de fluido 104 está dispuesto en el cuerpo principal 101. Al menos un conducto delantero (111 en la FIG.3) y al menos un conducto trasero 112 están acoplados de forma fluida al generador 104.

[0025] El primer y segundo eyectores delanteros 105, 106 están acoplados de forma fluida al, al menos un conducto delantero 111, acoplados a la porción delantera 102 y respectivamente acoplados al lado de estribor y al lado de babor. Los eyectores delanteros 105, 106 incluyen respectivamente una estructura de salida 107, 108 por la que fluye el fluido procedente del al menos un conducto delantero 111 a una velocidad ajustable predeterminada. Además, la totalidad de cada uno de los eyectores delanteros 105, 106 es rotativa alrededor de un eje orientado en paralelo con los bordes de ataque de los eyectores delanteros (es decir, eje transversal) para proporcionar orientación de empuje con componentes tanto hacia adelante como hacia arriba, permitiendo, por ejemplo, que el vehículo 100 despegue y continúe ascendiendo con ángulos de ataque mucho más pronunciados y reduciendo así la longitud de pista necesaria. Al final del ascenso o durante el ascenso, los eyectores delanteros 105, 106 pueden realinearse en la dirección principal de vuelo o apagarse completamente mediante el cierre de las válvulas de sangrado del generador de gas 104 y la adaptación de la velocidad y operación del generador de gas en consecuencia, accionando el sistema de propulsión trasero (por ejemplo, eyectores traseros 109, 110). Después del aterrizaje, los eyectores delanteros 105, 106 pueden girarse 180 grados para proporcionar empuje inverso contra la dirección del aterrizaje, acortando la distancia de aterrizaje. En una realización, la totalidad de cada uno de los eyectores delanteros 105, 106 es rotativa alrededor de un eje orientado perpendicularmente a los bordes de ataque de los eyectores delanteros.

[0026] El primer y segundo eyectores traseros 109, 110 están acoplados de forma fluida al, al menos un conducto trasero 112 y acoplados a la porción trasera 103. Los eyectores traseros 109, 110 incluyen una estructura de salida 113, 114 por la que fluye el fluido procedente del al menos un conducto trasero 112 a una velocidad ajustable predeterminada. Además, la totalidad de cada uno de los eyectores traseros 109, 110 es rotativa alrededor de un eje orientado en paralelo con los bordes de ataque de los eyectores traseros (es decir, eje transversal). En una realización, la totalidad de cada uno de los eyectores traseros 109, 110 es rotativa alrededor de un eje orientado perpendicularmente a los bordes de ataque de los eyectores traseros.

[0028] En una realización, el generador de fluido 104 incluye una primera región donde la corriente de fluido se encuentra a una temperatura baja y una segunda región donde la corriente de fluido se encuentra a una temperatura elevada. El al menos un conducto delantero 111 suministra fluido desde la primera región a los eyectores delanteros 105, 106, y el al menos un conducto trasero 112 suministra fluido desde la segunda región a los eyectores traseros 109, 110.

[0029] Un elemento de perfil aerodinámico primario 115 está acoplado a la porción trasera 103. El elemento 115 está situado directamente aguas abajo de los eyectores delanteros 105, 106 de tal modo que el fluido procedente de los eyectores delanteros fluye sobre al menos una superficie aerodinámica del elemento de perfil aerodinámico primario. Según la invención, el elemento de perfil aerodinámico primario 115 es un ala cerrada que presenta un borde de ataque 121 y un borde de salida 122, definiendo los bordes de ataque y de salida del ala cerrada una región interior 123. Los eyectores traseros 109, 110 están dispuestos al menos parcialmente dentro de la región interior 123 (es decir, entre el borde de ataque 121 y el borde de salida 122) y son movibles de manera controlada (por ejemplo, avance, retracción, etc.) dentro de la región interior con respecto al elemento de perfil aerodinámico 115. De este modo, se forma una carcasa mediante el elemento de perfil aerodinámico primario 115 alrededor de los eyectores traseros 109, 110, formando así un macroeyector.

[0031] El vehículo 100 incluye además primeras y segundas alas canard 117, 118 acopladas a la porción delantera 102 y respectivamente acopladas al lado de estribor y al lado de babor. Las alas canard 117, 118 están configuradas para desarrollar capas límite de aire ambiente que fluyen sobre las alas canard cuando el vehículo 100 está en movimiento. Las alas canard 117, 118 están situadas respectivamente directamente aguas arriba de los eyectores delanteros 105, 106 de tal modo que los eyectores delanteros están acoplados de forma fluida a las capas límite. Los eyectores delanteros 105, 106 incluyen respectivamente porciones de entrada (es decir, bordes de ataque) 119, 120, y los eyectores delanteros están posicionados de modo que las capas límite sean ingeridas por las porciones de entrada.

[0032] La FIG.4 ilustra el vehículo 100 en una vista en perspectiva posterior. El vehículo 100 incluye un sistema de propulsión turbohélice con especial énfasis en las capacidades de despegue y aterrizaje cortos (Short Take-Off and Landing, STOL). El vehículo 100 incluye una hélice 510 accionada por una turbina 511, que a su vez es alimentada por el generador de fluido 104. Una realización puede incluir un conjunto de soporte 520, tal como patas u otro dispositivo adecuado, que proporciona soporte al vehículo 500 de modo que exista suficiente espacio y/o separación entre la hélice 510 y una superficie de aterrizaje/despegue cuando el vehículo 500 está en reposo. El conjunto de soporte 520 se extiende preferentemente desde la porción trasera 103 y es sustancialmente paralelo al cuerpo principal 101.

[0033] Una o más realizaciones usan principalmente un propulsor/eyector de un sistema de propulsión fluídica (Fluidic Propulsive System, FPS) para maniobras VTOL o STOL. Ejemplos de sistemas FPS se describen, por ejemplo, en las solicitudes de patente de EE. UU. n.º 15/456,450, 15/221,389 y 15/256,178. Como se muestra mejor en la FIG.5, los gases calientes procedentes del generador de gas 104 pueden redirigirse desde los propulsores FPS 109, 110 para fluir sobre la turbina libre 511, que está conectada mecánicamente a un reductor 512 y a la hélice 510. Dicho sistema incluye uno o más tapones 513 u otros elementos de bloqueo que bloquean el flujo desde el generador 104 hacia la turbina/hélice 511, 510 durante el despegue, de modo que la aeronave 100 gana altitud durante el despegue usando únicamente los propulsores FPS 109, 110, que reciben el fluido comprimido del generador 104 a través del conducto 112 y se orientan verticalmente hacia el suelo para permitir el vuelo vertical, pudiendo girar entre posiciones verticales y horizontales. Durante un periodo de transición después del despegue de la aeronave, se permite que los gases del generador fluyan tanto hacia los propulsores 109, 110 como hacia la turbina 511, acelerándose esta última en consecuencia. Las placas frontales 530 en los propulsores FPS 109, 110 (u otro dispositivo o sistema obstructivo con una función similar) pueden comenzar a cerrarse lentamente y, a una altitud predeterminada, la aeronave 100 habrá dirigido todo el flujo de gas del generador hacia la turbina 511, accionando la hélice 510 y moviendo la aeronave hacia adelante a velocidades crecientes. Para cuando los propulsores FPS 109, 110 estén completamente cerrados mediante, por ejemplo, las placas frontales 530 cerrando todos los pasajes que alimentan las superficies Coandă de los propulsores, la totalidad del caudal másico procedente del generador de gas 104 estará dirigida sobre la turbina 511 accionando la hélice 510. Sin intervención de los propulsores 109, 110, la aeronave 100 alcanza una velocidad que permite que la propia estructura genere sustentación (por ejemplo, 40-50 nudos) sin el uso de los propulsores, y el régimen del generador puede reducirse para una ventaja económica, con la hélice 510 en condición de crucero y actuando todo el sistema como un turbohélice. El consumo de combustible puede ser la mitad del correspondiente a los propulsores FPS en vuelo nivelado.

[0035] Aunque el texto anterior expone una descripción detallada de numerosas realizaciones diferentes, debe entenderse que el alcance de protección está definido por las palabras de las reivindicaciones que siguen. La descripción detallada debe interpretarse únicamente como un ejemplo ilustrativo y no describe todas las realizaciones posibles, porque describir todas las realizaciones posibles sería poco práctico, si no imposible. Podrían implementarse numerosas realizaciones alternativas, usando tanto tecnología actual como tecnología desarrollada después de la fecha de presentación de esta patente, que seguirían estando dentro del alcance de las reivindicaciones.

[0037] Por lo tanto, pueden realizarse muchas modificaciones y variaciones en las técnicas y estructuras descritas e ilustradas en esta invención. Por consiguiente, debe entenderse que los procedimientos y aparatos descritos en esta invención son únicamente ilustrativos y no limitan el alcance de las reivindicaciones, en la medida en que se encuentren dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas.

Claims (5)

1. REIVINDICACIONES

1. Un sistema de propulsión, comprendiendo:

una fuente (104) de fluido comprimido;

al menos un eyector trasero (109, 110) en comunicación fluida con la fuente (104);

un elemento de perfil aerodinámico primario (115) comprendiendo un ala cerrada que tiene un borde de ataque (121) y

un borde de salida (122), definiendo los bordes de ataque y de salida del ala cerrada una región interior (123), donde el al menos un eyector trasero (109, 110) está dispuesto al menos parcialmente dentro de la región interior (123);

al menos una turbina (511) en comunicación fluida con la fuente (104) y conectada mecánicamente a una hélice (510) por medio de un mecanismo de engranajes (512); y

un aparato (513, 530) para proporcionar selectivamente el fluido comprimido a uno o a ambos del al menos un eyector trasero (109, 110) y la al menos una turbina (511).

2. El sistema de propulsión según la reivindicación 1, donde el aparato comprende al menos un puerto de escape (540) y al menos un dispositivo de taponamiento (513) que es controlablemente operable para abrir y cerrar el al menos un puerto de escape (540).

3. El sistema de propulsión según la reivindicación 1, donde el aparato comprende al menos un dispositivo obstructivo (530) acoplado al, al menos un eyector trasero (109, 110) que es controlablemente operable para habilitar y deshabilitar el flujo de fluido desde la fuente (104) hacia el al menos un eyector trasero (109, 110).

4. El sistema de propulsión según la reivindicación 1, donde la totalidad del al menos un eyector trasero (109, 110) es rotativa alrededor de un eje orientado en paralelo con el borde de ataque del al menos un eyector trasero (109, 110).

5. Una aeronave (100) comprendiendo el sistema de propulsión según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4.