WO2009144351A2 - Sistema para el basculado de un grupo propulsor. - Google Patents

Sistema para el basculado de un grupo propulsor. Download PDF

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WO2009144351A2
WO2009144351A2 PCT/ES2009/070185 ES2009070185W WO2009144351A2 WO 2009144351 A2 WO2009144351 A2 WO 2009144351A2 ES 2009070185 W ES2009070185 W ES 2009070185W WO 2009144351 A2 WO2009144351 A2 WO 2009144351A2
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group
propeller
tilting
assembly
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Jorge Pablo Verde Preckler
José Miguel VIZARRO TORIBIO
Raúl Carlos LLAMAS SANDÍN
Original Assignee
Airbus España S.L.
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable

Definitions

  • the present invention relates to a system for tilting a propeller group, in particular of aircraft, and more particularly, of a propeller group located in the rear fuselage of the aircraft.
  • the vector thrust system can contribute to the aircraft deviating from its equilibrium point or to the contrary, thus making the aircraft more stable, with which it is then applicable to civil aviation.
  • the fact of applying the generation of vector or addressable thrust of aircraft engines located in the tail assembly (in the rear fuselage) of said aircraft also contributes to making the aircraft more stable in terms of static directional stability and that, therefore, when the aircraft is subjected, once stabilized, to a side wind, react by turning and facing the new wind direction.
  • the objective of this invention is to develop a system that results in the balancing or tilting of the propeller group of aircraft, in particular of large civil aircraft and, more particularly, of aircraft that incorporate a configuration of propellant groups located in the rear fuselage of the aircraft, on or under the pylons of the same, allowing to optimize the aircraft in various flight conditions, mainly in takeoff and cruise.
  • the invention is oriented to a system for aircraft with configurations of propeller groups located at the rear of the fuselage, and more specifically to aircraft whose propellant groups are located on or under the pylons
  • the deflection power of the thrust of the propeller groups will contribute to a greater degree to the support requirements of the horizontal tail stabilizer are smaller than in configurations of propellant groups located in the alar assembly, thus being able to reduce the surface of said horizontal stabilizer and, as a consequence, the weight of the assembly and fuel consumption
  • the aircraft will be more stable in terms of directional static stability, such that its capacity to recover from The position will be higher for side wind flight conditions.
  • the system of the invention is therefore oriented to an aircraft configuration like the one just described, said system controlling the vectority of the exhaust gases of the propellant groups of said aircraft.
  • One of the advantages of the invention is that the positive influence that it produces in the different flight regimes, since there is an additional control to generate pitching moment in the aircraft, especially in takeoff and cruise, but also in the ascent phases, descent and landing. This translates into the fact that the propulsive requirements of the propellant groups are lower for established flight conditions or that, at the same propulsion of the mentioned propellant groups, the flight regimes are optimizable.
  • Another of the great advantages of the system of the invention is that it uses propellant groups, in particular conventional motors, in which it is not necessary to introduce any modification, which simplifies its applicability and makes its use more viable.
  • This system also introduces an improvement with respect to other systems of the known prior art, such as the fact that it does not modify the function of other parts of the aircraft, thus minimizing the noise and aerodynamic resistance that would produce the deflection of the modified parts. , as is the case with known solutions.
  • the system developed by the present invention has independent tilting systems of the propellant groups, which means that, in addition to contributing to an improvement in the different flight regimes of the aircraft, it provides a system of additional control in the maneuverability of the aforementioned aircraft, since the control of the asymmetric deflection of the gas output of the propellant groups, and therefore of the thrust, will result in an additional support to the turning maneuver of the aircraft.
  • the present invention is aimed at the development of a tilting system of aircraft propeller groups, these propellant groups being located on the tip profile area of the pylons or under it, so that it can be induced on said groups propellers a movement that provides a controllability, a vectoriality and an optimization of the thrust for each phase of flight of the aircraft, as well as an additional contribution to the maneuver of turn in the movement of yaw of said aircraft, without resorting to the modification of the functionality of the pylons or of the internal structure of conventional propellant groups, in particular conventional engines, with single and horizontal gas output.
  • a positive thrust angle of the propeller groups contributes to the lowering requirements of the aircraft wing and that in each flight regime there is an optimum thrust angle: thus, controlling this thrust angle of the propellant groups through From the vectority of the exhaust gases it will be possible to reduce the speed and the distance at takeoff, reach higher altitude levels without increasing the propulsion on the ascent, also achieving a minimum cruise propulsion, a better range of I plan on the descent, as well as decrease the approach speed to the runway of the aircraft and the landing distance of the same.
  • the system of the invention contributes to the control of the maneuverability of the aircraft thanks to providing a system for balancing the propellant groups of independent operation.
  • the balancing system of the propellant groups is regulated by the control systems of the aircraft, the turning of the aircraft can be helped by asymmetrically diverting the exhaust gases, that is, by inducing a positive angle in one of the two propellant systems and a negative angle in the other, and vice versa. This effect obviously in absolute terms will be less than in configurations of propellant groups mounted on the fuselage or wings, but not negligible.
  • Figure 1 shows in outline and in profile an aircraft comprising a tilting system of the propellant groups according to a first embodiment of the present invention.
  • Figure 2 shows in schematic an enlargement of Figure 1 around the area where the pylon is located and the pivot zone of an aircraft that It comprises a tilting system of the propellant groups according to a first embodiment of the present invention.
  • Figure 3 shows in diagram and plan an aircraft comprising a tilting system of the propellant groups according to a first embodiment of the present invention.
  • Figure 4 shows in outline and in profile an aircraft comprising a tilting system of the propellant groups according to a second embodiment of the present invention.
  • Figure 5 shows in schematic an enlargement of Figure 4 around the area where the pylon is located and the pivot zone of an aircraft comprising a tilting system of the propeller groups according to a second embodiment of the present invention.
  • the objective of the invention is to provide a system that allows varying the thrust vector of said propeller groups 4.
  • the fact of varying the direction of gas output of the propellant groups 4 allows to have a suitable additional control in the different flight regimes of the aircraft, in such a way that pitching moments in the aircraft can be induced, by symmetric deviation of the exhaust gases of the propellant groups, or yaw and warping moments in the aircraft , by asymmetric deviations of the exhaust gases of the propellant groups.
  • the balancing system of the propelling groups 4 of the present invention comprises a balancing assembly 21 and a pivoting assembly 6.
  • the balancing assembly 21 allows the balancing of the propellant groups 4 to through the pivot assembly 6, by means of the deflection of the exhaust gases of said propeller groups 4.
  • These propeller groups 4 are supported to the aircraft by means of a support assembly 20, which comprises pylons 5 and stringers 9.
  • the balancing set is supported to the aircraft by means of a support assembly 20, which comprises pylons 5 and stringers 9.
  • FIG. 21 of the system comprises an actuator 7 and a fitting 8 that serves as a connection between the actuator 7 and the driving group 4.
  • the pivot assembly 6 in turn comprises a fitting 10 that is fixed to the driving group 4, a fitting 1 1 which It is fixed to the beam 9 of the support assembly 20 and a pivot shaft 12.
  • Figure 1 shows in schematic and in profile an aircraft comprising a propeller group balancing system 4 according to a first embodiment of the invention.
  • the aircraft comprises a horizontal stabilizer 2, a vertical stabilizer 3 and propeller groups 4 located on the structure of the pylons 5 of the support assembly 20.
  • Said propellant groups 4 can also go, as mentioned above located under the structure of the pylons 5 of the support assembly 20.
  • the balancing assembly 21 comprises an actuator 7 and a fitting 8.
  • the actuator 7 will preferably be an auger, although it can also be a hydraulic type actuator.
  • the fitting 8 serves to take the balancing assembly 21 to the propeller group 4.
  • the balancing assembly 21 allows the balancing of the propeller groups 4 through the pivot assembly 6.
  • Both the actuator 7 of the balancing assembly 21 and the assembly pivoting 6, are anchored on the support structure 20 of the propeller group, preferably on the beam 9 of the pylon 5 of said support structure 20.
  • Figure 2 shows in schematic an enlargement of Figure 1 around the catch zone of the propellant group 4 to the pylon 5 of the support assembly 20 according to a first embodiment of the invention.
  • the pivot assembly 6 comprises a fitting 10 for attaching to the propeller group 4 and a fitting 1 1 for attaching to the crossbar 9.
  • the joining of the fittings 10 and 1 1 gives rise to the pivot axis 12 of the pivot assembly 6.
  • balancing or trimming of the propeller group 4 will occur when acting on the actuator 7, this being an auger or a hydraulic device, thus providing the vectority in the proper thrust.
  • FIG. 3 shows in diagram and plan, with an axis of symmetry an aircraft, with an optimized engine configuration according to the present invention comprising a horizontal stabilizer 2, a vertical stabilizer 3 and engines 4 located on the pylon 5 and in the part rear of the fuselage 1.
  • the pivot axis 6 and the actuator assembly 7 and fitting 8 are also shown to the propeller group, as well as the beam 9 of the pylon 5 representing the structure on which the motor 4 is anchored.
  • Figure 4 shows in schematic diagram the area where the propellant group 4 is taken from the pylon 5 of the support structure 20 of an aircraft comprising a tilting system of the propeller groups 4 according to a second embodiment of the present invention.
  • the use of figures in which the propellant group 4 is located on the pylon 5 does not exclude configurations for propellant groups 4 located or anchored under the structure of the pylon 5.
  • the system that appears in the Figures 4 and 5 according to a second embodiment of the invention is preferably used for the type of drive group configuration 4 under the pylon 5 of the support assembly 20, although this second embodiment can also be used in configurations such as that shown in Figure 1, in Ia that the propellant group 4 is located on the pylon 5 of the support assembly 20.
  • the tilting system of the invention also includes a pivot assembly 6 and a balancing assembly 21.
  • the balancing assembly 21 allows, by means of different components and by means of a different mechanism, movements identical to the balancing assembly 21 of the first embodiment.
  • the balancing assembly 21 comprises an actuator 13, preferably auger or hydraulic screw, located on the beam 9 of the support assembly 20, attached to the drive group 4 through the bars 14 and 15, movably coupled to the actuator 13 in one of its ends through movable fittings 16 and 17, and coupled in solidarity with the propeller group 4 through a hardware 18.
  • the fixed connection hardware 18 to the propeller group 4 will allow angulation in the movement of the bars 14 and 15 through the axis of rotation 19 in the same manner and in the same plane of movement as the movable fittings 16 and 17 on the actuator 13.
  • the balancing assembly 21 is supported, as in Figure 1, on the crossbar 9 of the pylon 5, that is, on the support structure 20.
  • the balancing or trimming of the propellant group 4 object of the present invention will be achieved by acting on the actuator 13, which will produce a movement in the bars 14, 15 of such m It also raises that the most advanced zone of the propeller group 4 is raised or lowered ( Figure 4) allowing through the pivot structure 6 that the rear zone of the propeller group 4 absorb the movement, thus providing adequate vectority in the thrust on the aircraft.
  • either the screw 13 will change the direction of threading in its intermediate zone being the fittings 16 and 17 of equal thread, or the screw 13 will have a uniform threading direction throughout its length and the mobile hardware 16 and 17 will have reverse threads.
  • Figure 5 shows in schematic an enlargement of Figure 4 around the area where the action takes place on the propeller group 4 for an aircraft with a tilting system according to a second embodiment of the invention.
  • the system of the invention comprises on the one hand a pivot assembly 6 which in turn comprises fittings 10 and 11 and a pivot axis 12, as well as a balancing assembly 21 comprising in turn an actuator 13, bars 14 and 15 with its coupling to said actuator 13 through the movable fittings 16 and 17 and the propeller group 4 through the hardware 18, which in its fixed connection to the propeller group 4 will allow the movement of the bars 14 and 15 along the axis of rotation 19.
  • the movement induced by this system on the propeller group 4 will be identical to that provided by the system described in Figures 1, 2 and 3, and therefore will comply with the specifications as motion planes described above for said Figures (first embodiment of the invention).

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Abstract

Sistema para el basculado de un grupo propulsor (4) de una aeronave, estando el citado grupo propulsor (4) situado en la parte trasera del fuselaje (1) de la aeronave, comprendiendo dicho sistema un conjunto de balanceo (21) y un conjunto de pivotaje (6), permitiendo el citado conjunto de balanceo (21) el basculado del grupo propulsor (4) en un plano paralelo al plano vertical de la aeronave a través del conjunto de pivotaje (6) dando lugar a la desviación de los gases de escape del grupopropulsor (4), consiguiéndose así un empuje vectorial controlable de forma independiente para cada grupo propulsor (4) de la aeronave, óptimo para cada fase de vuelo o maniobra de dicha aeronave, desviándose angularmente la citada componente de empuje vectorial en un plano paralelo al plano vertical de la aeronave y respecto al eje longitudinal de dicha aeronave.

Description

SISTEMA PARA EL BASCULADO DE UN GRUPO PROPULSOR
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un sistema para el basculado de un grupo propulsor, en particular de aeronaves, y más en particular, de un grupo propulsor situado en el fuselaje trasero de Ia aeronave.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Son bien conocidos y estudiados los efectos beneficiosos que conlleva el uso en aeronaves de motores que generan empuje vectorial o direccionable. Tal y como se describe en el documento US6938408 B2, Ia efectividad de estos sistemas inicialmente fue demostrada en Ia aviación militar para vuelos a baja velocidad, así como para regímenes de vuelo a elevados ángulos de ataque. Su aplicación inicial en este tipo de aeronaves se entiende también desde el análisis de Ia naturaleza de las mismas, es decir, desde el hecho conceptual de aeronave donde prima Ia maniobrabilidad respecto a Ia estabilidad. En Ia aviación civil, Ia influencia positiva de Ia generación de empuje vectorial o direccionable recae sobre los vuelos a media-alta velocidad y a elevada altitud en Ia fase de crucero principalmente, así como en otros regímenes de vuelo, como por ejemplo el despegue. El sistema vectorial de empuje, de manera análoga al funcionamiento de las superficies aerodinámicas y de control, puede contribuir a que Ia aeronave se desvíe de su punto de equilibrio o al hecho contrario, haciendo entonces que Ia aeronave sea más estable, con Io cual es entonces aplicable a Ia aviación civil. El hecho de aplicar Ia generación de empuje vectorial o direccionable de motores de aeronave situados en el conjunto de cola (en el fuselaje trasero) de dicha aeronave contribuye también a que Ia aeronave sea más estable en cuanto a estabilidad estática direccional se refiere y que, por tanto, cuando Ia aeronave se vea sometida, una vez estabilizada, a un viento lateral, reaccione girando y encarándose a Ia nueva dirección del viento.
Son conocidos sistemas en aeronaves de uso civil con configuración de motores situados en el fuselaje trasero, que emplean los efectos positivos de Ia direccionabilidad de los gases de escape de los citados motores de aeronave. El documento ES 2010586, por ejemplo, desarrolla un sistema que permite controlar el vector de empuje de los motores, actuando sobre el desvío selectivo de los gases de escape del motor y /o del aire del ventilador de derivación mediante elementos mecánicos direccionables dentro de Ia tobera. Un sistema tal añade una gran complejidad, al comprender partes móviles en las toberas y en los sistemas de control. Sistemas de este tipo no son viables en aeronaves de uso civil debido a su baja fiabilidad y a los elevados costes de mantenimiento requeridos. Por otro lado, no proporcionan una maniobrabilidad o control precisos sobre Ia aeronave. La presente invención está orientada a Ia solución de los inconvenientes planteados anteriormente.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Así, el objetivo de esta invención es desarrollar un sistema que dé lugar al balanceado o basculado del grupo propulsor de aeronaves, en particular de grandes aeronaves de uso civil y, más en particular, de aeronaves que incorporan una configuración de grupos propulsores situados en el fuselaje trasero de Ia aeronave, sobre o bajo los pilones de Ia misma, permitiendo optimizar Ia aeronave en varias condiciones de vuelo, principalmente en despegue y crucero.
Debido a que el efecto del sistema de Ia invención será mayor, Ia invención está orientada a un sistema para aeronaves con configuraciones de grupos propulsores situados en Ia parte trasera del fuselaje, y más concretamente a aeronaves cuyos grupos propulsores se encuentran situados sobre o bajo los pilones. De este modo, el poder de deflexión del empuje de los grupos propulsores contribuirá en mayor grado a que los requerimientos de sustentación del estabilizador horizontal de cola sean menores que en configuraciones de grupos propulsores situados en el conjunto alar, pudiéndose así reducir Ia superficie de dicho estabilizador horizontal y, como consecuencia, el peso del conjunto y el gasto de combustible. En una configuración como Ia descrita anteriormente, y derivado de Ia entrada de aire a los grupos propulsores por detrás del centro de gravedad de los mismos, el avión será más estable en cuanto a estabilidad estática direccional, de tal manera que su capacidad de recuperación de Ia posición será mayor para condiciones de vuelo con viento lateral.
El sistema de Ia invención está por tanto orientado a una configuración de aeronave como Ia que acaba de describirse, controlando dicho sistema Ia vectorialidad de los gases de escape de los grupos propulsores de dicha aeronave. Una de las ventajas de Ia invención es que Ia influencia positiva que produce en los distintos regímenes de vuelo, al disponerse de un control adicional para generar momento de cabeceo en Ia aeronave, especialmente en despegue y crucero, aunque también en las fases de ascenso, descenso y aterrizaje. Esto se traduce en que los requerimientos propulsivos de los grupos propulsores son menores para unas condiciones de vuelo establecidas o que, a igual propulsión de los citados grupos propulsores, los regímenes de vuelo son optimizables.
Otra de las grandes ventajas del sistema de Ia invención es que utiliza grupos propulsores, en particular motores, convencionales en los que no es necesario introducir ninguna modificación, Io que simplifica su aplicabilidad y hace más viable su empleo. Este sistema también introduce una mejora con respecto a otros sistemas de Ia técnica anterior conocida, como es el hecho de que no modifica Ia función de otras partes del avión, minimizando por tanto el ruido y Ia resistencia aerodinámica que produciría Ia deflexión de las partes modificadas, como es el caso de soluciones conocidas. Otra de las ventajas añadidas del sistema de Ia invención se deriva de Ia supresión de una estructura añadida que permita el movimiento del conjunto - A - como un sólido rígido: el sistema desarrollado por Ia presente invención cuenta con sistemas independientes de basculado de los grupos propulsores, Io que supone que, además de contribuir a una mejora en los diferentes regímenes de vuelo de Ia aeronave, proporciona un sistema de control adicional en Ia maniobrabilidad de Ia citada aeronave, ya que el control de Ia deflexión asimétrica de Ia salida de gases de los grupos propulsores, y por tanto del empuje, redundará en un soporte adicional a Ia maniobra de viraje de Ia aeronave.
Así, Ia presente invención está encaminada al desarrollo de un sistema de basculado de grupos propulsores de aeronave, estando estos grupos propulsores situados sobre Ia zona de punta de perfil de los pilones o bajo Ia misma, de tal manera que se pueda inducir sobre dichos grupos propulsores un movimiento que proporcione una controlabilidad, una vectorialidad y una optimización del empuje para cada fase de vuelo de Ia aeronave, así como una contribución adicional a Ia maniobra de viraje en el movimiento de guiñada de dicha aeronave, sin recurrir a Ia modificación de Ia funcionalidad de los pilones ni de Ia estructura interna de grupos propulsores convencionales, en particular motores convencionales, con salida de gases única y horizontal.
Así, gracias a Ia contribución a Ia estabilidad de Ia aeronave que produce Ia vectorialidad de los gases de escape de los grupos propulsores, de manera análoga al estabilizador horizontal de cola, se consigue una mejora de Ia eficiencia energética de las aeronaves debido a Ia reducción del área del conjunto de cola y al hecho de que las aeronaves al trabajar con ángulos de ataque menores crean menor resistencia aerodinámica. Un ángulo positivo de empuje de los grupos propulsores contribuye a que los requerimientos de sustentación del ala de Ia aeronave sean menores y que en cada régimen de vuelo exista un ángulo óptimo de empuje: así, controlando este ángulo de empuje de los grupos propulsores a través de Ia vectorialidad de los gases de escape se conseguirá reducir Ia velocidad y Ia distancia en el despegue, alcanzar mayores cotas de altitud sin aumentar Ia propulsión en el ascenso, consiguiéndose además una mínima propulsión en crucero, un mejor rango de planeo en el descenso, así como disminuir Ia velocidad de aproximación a pista de Ia aeronave y Ia distancia de aterrizaje de Ia misma. Estas son ventajas conseguidas mediante el sistema de Ia presente invención.
Así, el sistema de Ia invención, a diferencia de los sistemas conocidos, contribuye al control de Ia maniobrabilidad de Ia aeronave gracias a proporcionar un sistema para el balanceado de los grupos propulsores de funcionamiento independiente. De este modo, según Ia invención, dado que el sistema de balanceado de los grupos propulsores está regulado por los sistemas de control de Ia aeronave, se puede ayudar al viraje de Ia aeronave al desviar asimétricamente los gases de escape, es decir, al inducir un ángulo positivo en uno de los dos sistemas propulsores y un ángulo negativo en el otro, y viceversa. Este efecto obviamente en términos absolutos será menor que en configuraciones de grupos propulsores montados sobre el fuselaje o las alas, pero no por ello despreciable. El hecho de que el movimiento de los grupos propulsores no lleve implícito el movimiento de los pilones contribuirá a que el flujo de aire desviado por el perfil de las alas incida de manera óptima sobre Ia superficie de los pilones aguas abajo, reduciendo por tanto Ia resistencia aerodinámica a Ia que daría lugar una variación de Ia inclinación de los pilones y de manera destacable el ruido que produciría este hecho. Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 muestra en esquema y en perfil una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores según una primera realización de Ia presente invención.
La Figura 2 muestra en esquema una ampliación de Ia Figura 1 en torno a Ia zona donde se ubica el pilón y Ia zona de pivotaje de una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores según una primera realización de Ia presente invención.
La Figura 3 muestra en esquema y en planta una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores según una primera realización de Ia presente invención.
La Figura 4 muestra en esquema y en perfil una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores según una segunda realización de Ia presente invención.
La Figura 5 muestra en esquema una ampliación de Ia Figura 4 en torno a Ia zona donde se ubica el pilón y Ia zona de pivotaje de una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores según una segunda realización de Ia presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Según se observa en las Figuras 1 y 3, las cuales corresponden a Ia representación en perfil y en planta de una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores según una primera realización de Ia invención, para configuraciones de aeronave con grupos propulsores 4 situados en Ia parte trasera del fuselaje 1 , el objetivo de Ia invención es proporcionar un sistema que permita variar el vector de empuje de los citados grupos propulsores 4. El hecho de variar Ia dirección de salida de gases de los grupos propulsores 4 permite disponer de un control adicional adecuado en los distintos regímenes de vuelo de Ia aeronave, de tal manera que se puedan inducir momentos de cabeceo en Ia aeronave, mediante desviación simétrica de los gases de escape de los grupos propulsores, o momentos de guiñada y alabeo en Ia aeronave, mediante desviaciones asimétricas de los gases de escape de los grupos propulsores.
Así, el sistema de balanceo de los grupos propulsores 4 de Ia presente invención comprende un conjunto de balanceo 21 y un conjunto de pivotaje 6. El conjunto de balanceo 21 permite el balanceo de los grupos propulsores 4 a través del conjunto de pivotaje 6, mediante Ia desviación de los gases de escape de los citados grupos propulsores 4. Estos grupos propulsores 4 están soportados a Ia aeronave mediante un conjunto de soporte 20, que comprende pilones 5 y largueros 9. Según una primera realización de Ia invención, el conjunto de balanceo
21 del sistema comprende un actuador 7 y un herraje 8 que sirve de unión entre el actuador 7 y el grupo propulsor 4. El conjunto de pivotaje 6 comprende a su vez un herraje 10 que está fijado al grupo propulsor 4, un herraje 1 1 que está fijado al larguero 9 del conjunto de soporte 20 y un eje de pivotaje 12. La Figura 1 muestra en esquema y en perfil una aeronave que comprende un sistema de balanceo de grupo propulsor 4 según una primera realización de Ia invención. La aeronave comprende un estabilizador horizontal 2, un estabilizador vertical 3 y grupos propulsores 4 situados sobre Ia estructura de los pilones 5 del conjunto de soporte 20. Dichos grupos propulsores 4 pueden ir también, tal y como se ha comentado anteriormente situados bajo Ia estructura de los pilones 5 del conjunto de soporte 20.
El conjunto de balanceo 21 comprende un actuador 7 y un herraje 8. El actuador 7 será preferiblemente de tornillo sinfín, aunque también puede ser un actuador de tipo hidráulico. El herraje 8 sirve de cogida del conjunto de balanceo 21 al grupo propulsor 4. El conjunto de balanceo 21 permite el balanceo de los grupos propulsores 4 a través del conjunto de pivotaje 6. Tanto el actuador 7 del conjunto de balanceo 21 , como el conjunto de pivotaje 6, están anclados sobre Ia estructura de soporte 20 del grupo propulsor, preferiblemente sobre el larguero 9 del pilón 5 de dicha estructura de soporte 20. La Figura 2 muestra en esquema una ampliación de Ia Figura 1 en torno a Ia zona de cogida del grupo propulsor 4 al pilón 5 del conjunto de soporte 20 según una primera realización de Ia invención. En esta figura se aprecia con mayor detalle que el conjunto de pivotaje 6 comprende un herraje 10 de cogida al grupo propulsor 4 y un herraje 1 1 de cogida al larguero 9. La unión de los herrajes 10 y 1 1 da lugar al eje de pivotaje 12 del conjunto de pivotaje 6. Se aprecia además mejor el actuador 7 del conjunto de balanceo 21 , así como su acoplamiento al grupo propulsor 4 a través del herraje 8. Así pues, el equilibrado o trimado del grupo propulsor 4 se producirá al actuar sobre el actuador 7, siendo éste un tornillo sinfín o un dispositivo hidráulico, proporcionándose así Ia vectorialidad en el empuje adecuada. El movimiento que se induce en el grupo propulsor 4 de Ia aeronave en su lado más adelantado como consecuencia de Ia acción del actuador 7 es absorbido por el lado más retrasado del citado grupo propulsor 4 gracias al grado de libertad que proporciona el eje de pivotaje 12. En Ia Figura 2 se ha representado el caso particular de un grupo propulsor 4 de hélice trasera, de tal forma que estos grupos propulsores 4 tienen su centro de gravedad situado en su zona más retrasada o próxima a Ia hélice. Es por ello que en las figuras 1 -5 que se acompañan el conjunto de pivotaje 6 se sitúa en consecuencia en una zona próxima a Ia vertical del centro de gravedad de los grupos propulsores 4 para que el equilibrado o trimado de dichos grupos propulsores 4 suponga un requerimiento de fuerza menor. Para grupos propulsores 4 con otras configuraciones diferentes a Ia mostrada se buscaría situar el conjunto de pivotaje 6 en una zona Io más próxima posible a Ia vertical con el centro de gravedad, de tal forma que el requerimiento de fuerza en el equilibrado o trimado sea el menor posible. La Figura 3 muestra en esquema y en planta, con eje de simetría una aeronave, con una configuración de motores optimizada según Ia presente invención que comprende un estabilizador horizontal 2, un estabilizador vertical 3 y motores 4 situados sobre el pilón 5 y en Ia parte trasera del fuselaje 1. También está representado el eje de pivotaje 6 y el conjunto actuador 7 y herraje 8 de cogida al grupo propulsor, así como el larguero 9 del pilón 5 que representa Ia estructura sobre Ia cual va anclada el motor 4.
Con Ia exposición de las dos primeras figuras y Ia representación en planta de Ia figura 3 podemos observar cómo Ia situación del mecanismo de balanceado de los motores sobre el larguero 9 en un plano paralelo al vertical de Ia aeronave asegura que Ia componente del empuje se desvíe angularmente dentro de este mismo plano y respecto al eje longitudinal de Ia aeronave. El balanceado de los motores 4 dentro del plano vertical se fundamenta también en Ia zona de pivotaje 6, que está formada por los herrajes 10 y 11 unidos de manera fija al grupo propulsor 4 y al larguero 9 respectivamente y cuyo acoplamiento da lugar al eje de pivotaje 12 ortogonal al eje longitudinal del avión y dentro de un plano paralelo al horizontal, y el actuador 7, que llevará a cabo un movimiento preferiblemente dentro del plano paralelo al vertical dónde se encuentra el vector de empuje o en uno paralelo al mismo. Una característica destacable de este proceso es que no habremos interferido en ningún momento en Ia estructura interna de motores convencionales de aeronaves de uso civil presentes en Ia actualidad en el mercado, consiguiendo una mejor eficiencia energética, mayor estabilidad del avión y mejora en los diferentes regímenes y maniobras de vuelo.
La Figura 4 muestra en esquema Ia zona de cogida del grupo propulsor 4 al pilón 5 de Ia estructura de soporte 20 de una aeronave que comprende un sistema de basculado de los grupos propulsores 4 según una segunda realización de Ia presente invención. Como se ha indicado anteriormente, Ia utilización de figuras en las cuales el grupo propulsor 4 está situado sobre el pilón 5 no excluye configuraciones para grupos propulsores 4 situados o anclados bajo Ia estructura del pilón 5. Así pues, el sistema que aparece en las Figuras 4 y 5 según una segunda realización de Ia invención se emplea preferiblemente para el tipo de configuración de grupo propulsor 4 bajo el pilón 5 del conjunto soporte 20, si bien también puede emplearse esta segunda realización en configuraciones como Ia representada en Ia Figura 1 , en Ia que el grupo propulsor 4 está situado sobre el pilón 5 del conjunto de soporte 20. Esto mismo puede aplicarse a las Figuras 1 , 2 y 3, pudiendo emplearse Ia primera realización de Ia invención para configuraciones de grupo propulsor 4 situado bajo el pilón 5 del conjunto soporte 20.
Así pues en Ia Figura 4 podemos observar que el sistema de basculado de Ia invención según una segunda realización de Ia misma comprende igualmente un conjunto de pivotaje 6 y un conjunto de balanceo 21. El conjunto de balanceo 21 permite, mediante distintos componentes y mediante un mecanismo diferente, movimientos idénticos al conjunto de balanceo 21 de Ia primera realización. El conjunto de balanceo 21 comprende un actuador 13, preferiblemente de tornillo sinfín o hidráulico, situado sobre el larguero 9 del conjunto de soporte 20, unido al grupo propulsor 4 a través de las barras 14 y 15, acopladas de forma móvil al actuador 13 en uno de sus extremos a través de unos herrajes móviles 16 y 17, y acopladas de forma solidaria al grupo propulsor 4 a través de un herraje 18. El herraje 18 de unión fija al grupo propulsor 4 permitirá Ia angulahdad en el movimiento de las barras 14 y 15 a través del eje de giro 19 de idéntica manera y en el mismo plano de movimiento que los herrajes móviles 16 y 17 sobre el actuador 13. El conjunto de balanceo 21 está soportado, al igual que en Ia Figura 1 , sobre el larguero 9 del pilón 5, es decir, sobre Ia estructura de soporte 20. El equilibrado o trimado del grupo propulsor 4 objeto de Ia presente invención se conseguirá al actuar sobre el actuador 13, que producirá un movimiento en las barras 14, 15 de tal manera que se eleve o se baje Ia zona más adelantada del grupo propulsor 4 (Figura 4) permitiendo a través de Ia estructura de pivotaje 6 que Ia zona trasera del grupo propulsor 4 absorba el movimiento, proporcionando así Ia vectorialidad adecuada en el empuje sobre Ia aeronave. Para llevar a cabo el movimiento de ascenso o descenso a través de las barras 14 y 15, bien el tornillo sinfín 13 cambiará Ia dirección de roscado en su zona intermedia siendo los herrajes 16 y 17 de igual roscado, bien el tornillo sinfín 13 tendrá una dirección de roscado uniforme en toda su longitud y los herrajes móviles 16 y 17 tendrán roscados inversos.
La Figura 5 muestra en esquema una ampliación de Ia Figura 4 en torno a Ia zona donde se produce Ia actuación sobre el grupo propulsor 4 para una aeronave con un sistema de basculado según una segunda realización de Ia invención. En Ia Figura 5 se aprecia con mayor detalle que el sistema de Ia invención comprende por un lado un conjunto pivotaje 6 que comprende a su vez unos herrajes 10 y 11 y un eje de pivotaje 12, así como un conjunto de balanceo 21 que comprende a su vez un actuador 13, barras 14 y 15 con su acoplamiento al citado actuador 13 a través de los herrajes móviles 16 y 17 y al grupo propulsor 4 a través del herraje 18, el cual en su unión fija al grupo propulsor 4 permitirá el movimiento de las barras 14 y 15 según el eje de giro 19. El movimiento inducido por este sistema sobre el grupo propulsor 4 será idéntico al proporcionado por el sistema descrito en las Figuras 1 , 2 y 3, y por tanto cumplirá con las especificaciones en cuanto planos de movimiento descritas anteriormente para dichas Figuras (primera realización de Ia invención).
En las realizaciones que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave, estando el citado grupo propulsor (4) situado en Ia parte trasera del fuselaje (1 ) de Ia aeronave, caracterizado porque comprende un conjunto de balanceo (21 ) y un conjunto de pivotaje (6), permitiendo el citado conjunto de balanceo (21 ) el basculado del grupo propulsor (4) en un plano paralelo al plano vertical de Ia aeronave a través del conjunto de pivotaje (6) dando lugar a Ia desviación de los gases de escape del grupo propulsor (4), consiguiéndose así un empuje vectorial controlable de forma independiente para cada grupo propulsor (4) de Ia aeronave, óptimo para cada fase de vuelo o maniobra de dicha aeronave, desviándose angularmente Ia citada componente de empuje vectorial en un plano paralelo al plano vertical de Ia aeronave y respecto al eje longitudinal de dicha aeronave.
2. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según Ia reivindicación 1 caracterizado porque el conjunto de pivotaje (6) se sitúa en una zona Io más próxima posible a Ia vertical del centro de gravedad del grupo propulsor (4), de tal forma que el requerimiento de fuerza en el equilibrado o trimado del grupo propulsor (4) sea el mínimo posible.
3. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque el conjunto de balanceo (21 ) comprende un actuador (7), actuando sobre el cual se produce el equilibrado o trimado del grupo propulsor (4), proporcionándose así Ia vectorialidad en el empuje adecuada, y un herraje (8) que sirve de unión entre el actuador (7) y el grupo propulsor (4).
4. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2 caracterizado porque el conjunto de balanceo (21 ) comprende un actuador (13), unido al grupo propulsor (4) a través de unas barras (14, 15), acopladas de forma móvil a dicho actuador (13) y acopladas de forma solidaria al grupo propulsor (4), consiguiéndose el equilibrado o trimado del grupo propulsor (4) al actuar sobre el actuador (13), que produce un movimiento en las barras (14, 15) de tal manera que se eleve o se baje Ia zona más adelantada del grupo propulsor (4), permitiéndose así, a través del conjunto de pivotaje (6), que Ia zona trasera del grupo propulsor (4) absorba el movimiento, de tal forma que se proporcione Ia vectorialidad adecuada en el empuje sobre Ia aeronave.
5. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según Ia reivindicación 3 ó 4 caracterizado porque el actuador (7) y el actuador (13) son tornillos sinfín.
6. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según Ia reivindicación 3 ó 4 caracterizado porque el actuador (7) y el actuador (13) son actuadores hidráulicos.
7. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores caracterizado porque el conjunto de pivotaje (6) comprende un herraje (10) fijado al grupo propulsor (4), un herraje (11 ) fijado al conjunto que soporta al grupo propulsor (4), dando lugar el acoplamiento de los herrajes (10, 11 ) a un eje de pivotaje (12) ortogonal al eje longitudinal de Ia aeronave y dentro de un plano paralelo al horizontal.
8. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el grupo propulsor (4) está soportado a Ia aeronave mediante un conjunto de soporte (20), que comprende pilones (5) y largueros (9).
9. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según Ia reivindicación 8 caracterizado porque el grupo propulsor (4) está situado sobre Ia estructura de los pilones (5) del conjunto de soporte (20).
10. Sistema para el basculado del grupo propulsor (4) de una aeronave según Ia reivindicación 8 caracterizado porque el grupo propulsor (4) está situado bajo Ia estructura de los pilones (5) del conjunto de soporte (20).
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