ES2335459B1 - Configuracion optimizada de motores de aeronave. - Google Patents
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Abstract
Configuración optimizada de motores de
aeronave.
Configuración de motores (3) de aeronave
situados en la parte trasera del fuselaje (2) de dicha aeronave,
estando los motores (3) unidos de forma fija por unos pilones (5) a
la estructura de la aeronave, comprendiendo dicha estructura un
cajón de torsión (14) que atraviesa el fuselaje (2) y sirve de unión
de los pilones (5), comprendiendo el fuselaje (2) una abertura (4)
que permite el paso de los pilones (5) de cogida de los motores (3),
comprendiendo además dicha configuración una zona de pivotaje (8),
un actuador (7) y un herraje (6) a través del cual se une el
actuador (7) a los pilones (5) y al cajón de torsión (14) de la
aeronave, de tal forma que el conjunto formado por el actuador (7) y
el herraje (6) permiten el balanceado del conjunto pilón (5) y motor
(3) de la aeronave a través de la zona de pivotaje (8),
consiguiéndose así un empuje vectorial de la aeronave controlable y
óptimo para cada fase de vuelo.
Description
Configuración optimizada de motores de
aeronave.
La presente invención se refiere a una
configuración de motores de propulsión de grandes aeronaves de uso
civil, y más particularmente de aeronaves que incorporan una
configuración de motores unidos al fuselaje trasero, que permite
optimizar los motores en varias condiciones de vuelo, principalmente
en despegue y en crucero.
Son bien conocidos los beneficios que acarrea el
disponer de unos motores que generen empuje vectorial, o empuje
direccionable. En los últimos tiempos se han venido desarrollando
sistemas que permiten obtener y controlar el vector de empuje de los
motores fundamentados principalmente en dos tipos de actuación; bien
a través del desvío selectivo de los gases de escape del motor y/o
del aire del ventilador de derivación mediante elementos mecánicos
direccionables dentro de las toberas (ver por ejemplo ES2010586),
bien a través del área variable de los gases de escape sin la
modificación del ángulo del vector de empuje de los motores. Todos
estos mecanismos en mayor o menor medida añaden complejidad tanto a
la configuración de las toberas como a los sistemas de control de
las mismas, lo que lleva a desestimar en muchos de los nuevos
modelos de aeronaves su empleo dado que el ratio entre los
beneficios que acarrearía su utilización y los gastos y problemas
asociados que conlleva el hecho de que estén ubicados en un elemento
tan complejo y de vital seguridad en una aeronave como son sus
sistemas propulsores, no resulta positivo.
Como se describe en el documento US6938408B2, la
tecnología del empuje vectorial ha obtenido resultados muy
satisfactorios en la aeronáutica militar. Desde el empleo demostrado
en aviones militares para regímenes de vuelo a baja velocidad o con
elevados ángulos de ataque, así como su ensayo a elevadas altitudes
y velocidades medias-altas con el fin de reducir la
resistencia en vuelo de crucero. Definiendo la estabilidad de un
avión como las fuerzas y momentos generados para recuperar la
posición de equilibrio cuando se está fuera del mismo, cuanto mayor
sea la estabilidad de una aeronave menor será la maniobrabilidad de
la misma, es decir, menor será la capacidad de las superficies de
control de sacar del equilibrio al aparato. Es por tanto que el
empleo de sistemas que añaden controlabilidad al avión como es el
empuje direccionado de los motores se haya utilizado sobretodo en la
aviación militar donde su aplicabilidad no ha lugar dudas dada su
naturaleza de configuración en la que prima la maniobrabilidad o
controlabilidad de la aeronave. Pero este mismo sistema, al igual
que ocurre con el resto de superficies aerodinámicas y de control
del avión, que puede contribuir a que la aeronave se desvíe de su
punto de equilibrio, puede aplicarse de idéntica manera al hecho
contrario, es decir, que contribuya a la estabilidad longitudinal
estática y dinámica de la aeronave.
El uso de sistemas de empuje vectorial en
aviación comercial se entiende también desde el punto de vista de la
eficiencia energética de las aeronaves. Es sabido que para que una
aeronave tenga estabilidad longitudinal su Centro de Gravedad (CG)
debe hallarse a una cierta distancia determinada para cada régimen
de vuelo respecto al Centro Aerodinámico de Presiones (CP). Los
aviones se diseñan de tal modo que, el momento de picado que produce
el hecho de que CG se encuentre adelantado respecto a CP sea
contrarestado con el momento producido por el estabilizador
horizontal de cola. Si conseguimos a través de la direccionabilidad
de los gases de escape contribuir a la estabilidad de la aeronave,
podremos diseñar aviones en el que el área del conjunto de cola sea
menor y trabaje con ángulos de ataque menores, creando, por tanto,
menos resistencia aerodinámica. El hecho de reducir la resistencia
aerodinámica y el peso estructural, tiene implícito un gasto menor
de energía propulsora, y por consecuencia una mejora de la
eficiencia energética.
Diversos estudios realizados ponen también de
relieve la mejora en todos los regímenes de vuelo el hecho de
optimizar el ángulo de empuje vectorial. Uno de los estudios
fundamentales en el diseño de un avión es el ángulo de inclinación
de los motores respecto a la horizontal del fuselaje. La inclinación
óptima depende de las características del avión así como del régimen
de vuelo. Desde el punto de vista de los efectos que produce sobre
el ala, un ángulo de empuje positivo contribuye a que los
requerimientos de sustentación del ala sean menores, aunque lleva
implícito una leve reducción de la componente horizontal del empuje.
La iniciativa de desarrollar un sistema de empuje variable adquiere
sentido con el hecho de que en cada régimen de vuelo el ángulo
óptimo de empuje varía. La controlabilidad de esta variable en vuelo
ayuda a reducir la velocidad y la distancia en el despegue, a
conseguir alcanzar mayor altura con el mismo nivel de propulsión en
la fase de ascenso, mínima propulsión en régimen de crucero, mejor
rango de planeo en el descenso y la reducción de la velocidad final
de aproximación y, como consecuencia, de la distancia de
aterrizaje.
Los beneficios que acarrea el uso de un empuje
vectorial se describen de igual modo en documentos conocidos en la
técnica que buscan una solución viable para su utilización, lo que
contrasta con su aplicabilidad posterior en diseños reales de
aeronaves. El propósito de la presente invención no es sólo
desarrollar un sistema que proporcione empuje vectorial en la
aeronave, sino además que este sistema sea aplicable. El principal
problema que plantean los sistemas patentados hasta la actualidad es
la complejidad que añade su utilización en vuelo. Así, el gran
número de elementos móviles que aportan estos sistemas a las toberas
de los motores supone que su uso conlleve un gasto excesivo de
mantenimiento que asegure el buen funcionamiento del sistema. Otros
de los sistemas conocidos añaden una gran complejidad a los sistemas
de control de vuelo, lo que hace que el tiempo empleado en su
operatividad óptima no redunde en la mejora del comportamiento
global de la aeronave en el que pretenden influir pero del cual no
son determinantes.
La presente invención viene a ofrecer una
solución a los problemas anteriormente mencionados.
Así, la presente invención se refiere a un
sistema que proporciona un basculado en motores de propulsión de
grandes aeronaves de uso civil, y más particularmente un sistema que
puede ser utilizado en aquellas aeronaves que incorporan una
configuración de motores unidos al fuselaje trasero. El uso de esta
invención permite optimizar las actuaciones en despegue, ascenso,
crucero y aterrizaje, a la vez que se mejora la seguridad en vuelo y
se reduce la velocidad mínima de despegue y aterrizaje.
La invención desarrolla un sistema que no afecta
al diseño de los motores y se fundamenta en el sistema desarrollado
y utilizado en todas las aeronaves comerciales en fase de
construcción en la actualidad, es decir, aporta una solución análoga
al trimado o balanceado del estabilizador horizontal de cola tanto
en configuración como en control, lo que asegura su viabilidad.
La invención se orienta de forma particular
hacia un diseño de avión donde su beneficio relativo es mayor, es
decir, una configuración de aeronave cuyos motores se encuentran
situados en la parte trasera del fuselaje. El hecho de variar la
posición de los motores implica el movimiento de los pilones, ya que
son estructuras intrínsecamente unidas. El momento de cabeceo que se
consigue con la direccionalidad de los gases de escape se ve
incrementado con la sustentación producida por los pilones. La suma
de estos dos efectos es relativamente mayor para una configuración
de aeronave con motores situados en la zona trasera del fuselaje, ya
que se encuentran más alejados del centro de gravedad que si
estuviesen unidos, por ejemplo, al conjunto alar. De esta manera, la
reducción de peso del conjunto de cola como consecuencia del efecto
producido por el empuje vectorial es relativamente mayor, lo cual
contribuye a una mejora en la eficiencia energética.
El objetivo de esta invención es montar los
motores de la aeronave en la parte trasera del fuselaje con un
dispositivo que permita variar el ángulo de incidencia de los
pilones y, como consecuencia, la dirección del empuje de los
motores. Esta variación permite producir un momento de cabeceo en la
aeronave. El tener un control adicional para generar momento de
cabeceo permite optimizar el motor en varias condiciones de vuelo,
principalmente en despegue y en crucero. De este modo puede
reducirse la potencia máxima necesaria para los motores, reduciendo
su peso, y debido a esta reducción de peso, reducir el peso de los
pilones, y del fuselaje trasero. Adicionalmente, el empenaje
horizontal se utiliza para producir momento de cabeceo, de modo que
su tamaño puede reducirse al tener un sistema propulsivo de empuje
variable. Estas reducciones conllevan una mejora de la eficiencia
energética de la aeronave.
La invención no va encaminada hacia el mecanismo
de funcionamiento del sistema de trimado o balanceado de los
pilones, sino hacia el hecho de realizar un trimado o balanceado de
los mismos para una configuración de montaje en la parte trasera del
fuselaje y, por ende, conseguir un empuje vectorial controlable y
óptimo para cada fase de vuelo sin modificar la estructura interna
de los motores. Tampoco está orientada a un mecanismo para motores
de desviación de los gases del motor, sino que utiliza motores
convencionales donde la componente de salida de gases es única y
horizontal.
Otras características y ventajas de la presente
invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de
una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras
que se acompañan.
La figura 1 muestra en esquema y en perfil una
aeronave con una configuración de motores optimizada según la
presente invención.
La figura 2 muestra en esquema una ampliación de
la figura 1 en torno a la abertura del fuselaje de la aeronave con
configuración de motores optimizada según la presente invención.
La figura 3 muestra en esquema una ampliación de
la figura 2 en torno a la zona de pivotaje de la aeronave con
configuración de motores optimizada según la presente invención.
La figura 4 muestra en esquema y en planta una
aeronave con una configuración de motores optimizada según la
presente invención.
La figura 5 muestra en esquema una ampliación de
la figura 4 en torno al cajón central de una aeronave con una
configuración de motores optimizada según la presente invención.
Según se observa en las figuras 1 y 4, las
cuales corresponden a las vistas de perfil y planta de una aeronave
con una configuración de motores optimizada según la presente
invención, para configuraciones de aviones con motores situados en
la parte trasera del fuselaje 2, el objetivo de la invención es
proporcionar un sistema que permita variar el ángulo de incidencia
del conjunto pilón - grupo propulsor de la aeronave. Esta variación
en el ángulo de expulsión de los gases de escape en las toberas de
los motores 3 permitirá direccionar el empuje de tal manera que se
logre actuar sobre la aeronave proporcionando momentos de cabeceo
adecuados para cada fase de vuelo.
La figura 1 muestra en esquema y en perfil una
aeronave con una configuración de motores optimizada según la
invención, que comprende un estabilizador horizontal 1, motores 3
ubicados en la parte trasera del fuselaje 2 y una abertura 4 en el
fuselaje que permite el paso de los pilones 5 de cogida de los
motores. Asimismo, se representan en esta figura los herrajes de la
zona de pivotaje 8, enganchados a la cuaderna 9 del fuselaje
trasero, y el herraje 6 de cogida a un actuador 7, preferiblemente
un actuador 7 de tornillo sinfín. El conjunto formado por el herraje
6 y el tornillo sinfín 7 permiten el balanceado del conjunto pilón -
grupo propulsor de la aeronave a través de la zona de pivotaje
8.
La figura 2 muestra en esquema una ampliación de
la figura 1 en torno a la abertura 4 del fuselaje de una aeronave
con una configuración de motores optimizada según la invención. En
dicha figura se puede apreciar con detalle que la zona de pivotaje 8
está compuesta por el herraje 11 unido al conjunto pilón del motor y
por el herraje 12 unido a la cuaderna 9 del fuselaje trasero. La
unión de los herrajes 11 y 12 da lugar al eje de pivotaje 10.
Adicionalmente, se aprecia mejor el actuador de tornillo sinfín 7 y
su acoplamiento al conjunto pilón a través del herraje 6. Es decir,
el trimado del conjunto pilón - grupo propulsor se consigue actuando
sobre el tornillo sinfín 7, a través del cual se consigue el empuje
vectorial deseado. El movimiento que se induce en el pilón de la
aeronave en su lado más adelantado como consecuencia de la acción
del tornillo sinfín 7, es absorbido por el lado más retrasado del
pilón gracias al grado de libertad que proporciona el eje de
pivotaje 10. Al ser el eje de pivotaje 10 perpendicular al plano
vertical de la aeronave, está asegurado que el balanceado del
conjunto pilón - grupo propulsor y, como consecuencia, que la
componente vectorial del empuje de los motores respecto al eje
longitudinal de la aeronave, se mantengan siempre dentro de planos
paralelos al plano vertical.
La figura 3 muestra en esquema una ampliación de
la figura 2 en torno a la zona de pivotaje 8 de una aeronave con una
configuración de motores optimizada según la invención, pudiéndose
apreciar con mayor detalle la configuración de los elementos que la
forman, es decir, el herraje 11 y su unión al conjunto pilón 5 y el
herraje 12 con su unión a la cuaderna 9 del fuselaje trasero, así
como la unión entre ambos que da lugar al eje de pivotaje 10.
La figura 4 muestra en esquema y en planta una
aeronave con una configuración de motores optimizada según la
invención que comprende un estabilizador horizontal 1, motores 3
ubicados en la parte trasera del fuselaje 2 y una abertura 4 en el
fuselaje que permite el paso de los pilones 5 de cogida de los
motores. También se representan los largueros 13 del pilón, y el
cajón central o de torsión 14 que atraviesa el fuselaje trasero 2 y
sirve de unión de los pilones 5. Asimismo se representan los
herrajes de la zona de pivotaje 8, los cuales están unidos a la
cuaderna 9 del fuselaje trasero 2, y el herraje 6 de cogida al
actuador de tornillo sinfín.
Con la explicación de las anteriores figuras y
la representación en planta de la aeronave de la figura 4, se puede
observar cómo se asegura que el empuje vectorial tiene la misma
direccionalidad en ambos motores 3. Dicha característica redunda en
la mejora de la controlabilidad del sistema de balanceado que se
propone en la invención, respecto al de la técnica anterior
conocida. El hecho de que el tornillo sinfín se encuentre en la
perpendicular del eje longitudinal de la aeronave y el cajón central
o de torsión 14 en plano horizontal o en uno paralelo al mismo unido
a la cuaderna 9 a través de los herrajes simétricos que dan lugar a
la zona de pivotaje 8, asegura que la componente del empuje se
desvía angularmente dentro de planos paralelos al vertical de la
aeronave.
La figura 5 muestra en esquema una ampliación de
la figura 4 en torno al cajón central o de torsión 14. En ella se
representa el actuador de tornillo sinfín 7 y su unión al conjunto
que forman los pilones 5 y el cajón central o de torsión 14 a través
del herraje 6. También se puede observar la cuaderna 9 del fuselaje
a la que van unidos los herrajes 12, y los herrajes 11 de unión al
cajón central o de torsión 14, así como el eje de pivotaje 10.
Como se puede observar en la figura 4 y con mas
detalle en la figura 5, los pilones 5 de la aeronave, que tienen una
unión fija con los motores 3, están unidos igualmente entre sí a
través de la estructura formada por sus cuadernas 13 y el cajón de
torsión 14. Por tanto todos estos elementos forman entre sí un
sólido rígido. El balanceado de este sólido rígido nos proporciona
un empuje vectorial que tendrá un movimiento angular respecto al eje
longitudinal del avión, sin salirse en ningún momento el movimiento
de su eje de giro del plano vertical de la aeronave. Este movimiento
se consigue a través una zona de pivotaje 8, que está formado por
los herrajes simétricos 11 unidos de forma fija al cajón de torsión
14 y por los herrajes simétricos 12 unidos de forma fija a la
cuaderna 9 y cuyo acoplamiento da lugar al eje de pivotaje 10
ortogonal al eje longitudinal del avión y dentro de un plano
paralelo al horizontal, y el herraje 6, que sirve de acoplamiento
entre el cajón de torsión 14 y el tornillo sinfín 7. Los sistemas de
control de la aeronave para cada fase de vuelo proporcionarán el
ángulo de empuje adecuado a través de la actuación del tornillo
sinfín 7, el cual, a través del herraje 6, variará la posición del
sólido rígido que forman pilones y motores al pivotar sobre el eje
10. Al comportarse el conjunto formado por los pilones y los grupos
propulsores como una única estructura que pivota con las
características detalladas sobre el eje 10, aseguramos que el vector
de empuje de los motores sea idéntico y controlable. En este proceso
no habremos interferido en la estructura interna de motores
convencionales de aeronaves de uso civil presentes en la actualidad
en el mercado y habremos usado un sistema de balanceado ampliamente
ensayado en el conjunto de cola.
Como se ha explicado anteriormente, el efecto
conjunto de los pilones 5 y la direccionabilidad de los gases de
escape de los motores 3 darán lugar a un momento de cabeceo, bien
por comportarse como una superficie aerodinámica de control en el
primer caso, bien por producir un empuje en el segundo, que
repercutirá muy positivamente a la hora de diseñar un estabilizador
horizontal 1 más pequeño y por tanto menos pesado. Para una aeronave
con un fuselaje trasero del tipo 2 que incorpora el conjunto formado
por los pilones 5 y los motores 3, la diferencia entre incorporar el
sistema de balanceado propuesto o no, será la posibilidad de la
reducción del tamaño de los pilones y los motores como consecuencia
de la optimización de su posición y por tanto de su efecto en cada
fase de vuelo, de manera que la superficie aerodinámica requerida en
los pilones sea menor y la potencia propulsiva de los motores se vea
reducida. La mejora de la eficiencia energética para una estructura
menos pesada y para unos motores con unos requerimientos de empuje
menor es obvia.
En las realizaciones preferentes que acabamos de
describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas
dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.
Claims (7)
1. Configuración de motores (3) de aeronave
situados en la parte trasera del fuselaje (2) de dicha aeronave,
estando los motores (3) unidos de forma fija por unos pilones (5) a
la estructura de la aeronave, comprendiendo dicha estructura un
cajón de torsión (14) que atraviesa el fuselaje (2) y sirve de unión
de los pilones (5), caracterizada porque el fuselaje (2)
comprende una abertura (4) que permite el paso de los pilones (5) de
cogida de los motores (3), comprendiendo además dicha configuración
una zona de pivotaje (8), un actuador (7) y un herraje (6) a través
del cual se une el actuador (7) a los pilones (5) y al cajón de
torsión (14) de la aeronave, de tal forma que el conjunto formado
por el actuador (7) y el herraje (6) permiten el balanceado del
conjunto pilón (5) y motor (3) de la aeronave a través de la zona de
pivotaje (8), consiguiéndose así un empuje vectorial de la aeronave
controlable y óptimo para cada fase de vuelo.
2. Configuración de motores (3) de aeronave
según la reivindicación 1 caracterizada porque la zona de
pivotaje (8) comprende unos herrajes simétricos (11) unidos de forma
fija al cajón de torsión (14) de la aeronave y unos herrajes
simétricos (12) unidos de forma fija a la cuaderna (9) de la
aeronave, dando lugar el acoplamiento de los citados herrajes (11,
12) a un eje de pivotaje (10).
3. Configuración de motores (3) de aeronave
según cualquiera de las reivindicaciones 1-2
caracterizada porque el actuador (7) se encuentra en la
perpendicular del eje longitudinal de la aeronave.
4. Configuración de motores (3) de aeronave
según la reivindicación 3 caracterizada porque el cajón de
torsión (14) se encuentra en un plano horizontal a la perpendicular
del eje longitudinal de la aeronave, unido a la cuaderna (9) a
través de los herrajes (11, 12) que dan lugar a la zona de pivotaje
(8), de tal forma que la componente del empuje de la aeronave se
desvíe angularmente dentro de planos paralelos al vertical de la
aeronave.
5. Configuración de motores (3) de aeronave
según la reivindicación 3 caracterizada porque el cajón de
torsión (14) se encuentra en un plano paralelo a la perpendicular
del eje longitudinal de la aeronave, unido a la cuaderna (9) a
través de los herrajes (11, 12) que dan lugar a la zona de pivotaje
(8), de tal forma que la componente del empuje de la aeronave se
desvíe angularmente dentro de planos paralelos al vertical de la
aeronave.
6. Configuración de motores (3) de aeronave
según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizada porque el actuador (7) es del tipo actuador de
tornillo sinfín.
7. Configuración de motores (3) de aeronave
según cualquiera de las reivindicaciones anteriores
caracterizada porque los pilones (5), que tienen una unión
fija con los motores (3) de la aeronave, están unidos entre sí a
través de la estructura formada por sus cuadernas (13) y el cajón de
torsión (14), de tal forma que todos estos elementos forman entre sí
un sólido rígido.
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