BR102018071840B1 - Configuração de nacela, método para controlar o fluxo de ar para empuxo reverso em uma nacela e motor de aeronave - Google Patents

Abstract

Uma configuração de nacela ultracurta emprega uma carenagem de hélice tendo um plano de saída e uma borda traseira serrilhada. Uma hélice de passo variável é alojada dentro da carenagem de hélice, a hélice de passo variável tem uma posição de empuxo reverso induzindo um fluxo reverso através do plano de saída e dentro da carenagem de hélice. A borda traseira serrilhada forma vários geradores de vórtex configurados para induzir vórtices no fluxo reverso.

Description

INFORMAÇÃO DE ANTECEDENTES Campo

[0001] Implementações mostradas na invenção se referem em geral a carenagens de hélice para motores de aeronave de turbo-hélice, mais particularmente a implementações para carenagens de hélice com uma borda traseira serrilhada empregadas em nacelas ultracurtas com hélices de passo variável tendo capacidade de empuxo reverso.

Antecedentes

[0002] Grandes motores de turbo-hélice de alto desvio estão em pregando nacelas ultracurtas. Hélices de passo variável com capacidade de empuxo reverso estão sendo introduzidas em tais motores de turbo-hélice, e o controle de fluxo de ar na carenagem de hélice de uma nacela ultracurta está se tornando cada vez mais importante. Em modo de empuxo reverso, particularmente na ativação inicial, quando a aeronave está em uma velocidade de ar relativamente alta, o fluxo que entra sendo arrastado em torno da borda traseira para entrar através do plano de saída da carenagem de hélice deve sofrer giro significante e a separação de fluxo resultante da superfície interna da carenagem de hélice pode ser significante. Com longas carenagens de hélice, o fluxo tem alguma habilidade de se reunir antes de atingir a hélice. No entanto, com nacelas ultracurtas, o comprimento da carenagem de hélice pode ser insuficiente para fornecer reunião e qualidades aerodinâmicas do empuxo reverso produzido pela hélice podem ser reduzidas. Um bocal de geometria variável (VAN) pode ser usado para ajudar a aliviar a separação de fluxo em modo de empuxo reverso. No entanto, VANs são estrutural e mecanicamente complexos, podem ser dispendiosos para fabricar, criam desvantagens de peso e podem exigir manutenção extensiva.

[0003] É com respeito a estas e outras considerações que a descri ção feita aqui é apresentada.

SUMÁRIO

[0004] Implementações exemplares fornecem uma configuração de nacela ultracurta empregada uma carenagem de hélice tendo um plano de saída e uma borda traseira serrilhada. Uma hélice de passo variável é alojada dentro da carenagem de hélice. A hélice de passo variável tem uma posição de empuxo reverso, induzindo um fluxo reverso através do plano de saída e dentro da carenagem de hélice. A borda traseira serrilhada forma vários geradores de vórtex configurados para induzir vórtices no fluxo reverso.

[0005] As implementações exemplares permitem um método para controlar o fluxo de ar para empuxo reverso em uma nacela ultracurta. Um fluxo reverso através de um plano de saída de uma carenagem de hélice é induzido com uma hélice de passo variável alojado dentro da carenagem de hélice e tendo uma posição de impulso reverso. O fluxo reverso é arrastado através de uma borda traseira serrilhada da care- nagem de hélice. Vórtices no fluxo reverso são induzidos com várias curvas periódicas formando a borda traseira serrilhada.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[0006] Os aspectos, funções e vantagens que foram discutidos po dem ser obtidos independentemente em várias implementações da presente invenção ou podem ser combinados em ainda outras implementações, detalhes adicionais das quais podem ser vistos com referência à descrição seguinte e desenhos: as figuras 1A e 1B são representações ilustradas de uma configuração geral de um motor de turbo-hélice de desvio alto; as figuras 2A, 2B e 2C são uma representação ilustrada dianteira, uma representação de seção lateral e uma representação ilustrada traseira de uma implementação exemplar como descrita aqui; a figura 3 é uma representação diagramática generalizada do fluxo de ar na implementação exemplar em modo de empuxo reverso; as figuras 4A e 4B são representações ilustradas lateral e traseira da carenagem de hélice com uma configuração de dente de serra da curva periódica na borda traseira serrilhada da carenagem de hélice; as figuras 5A e 5B são representações ilustradas lateral e traseira da carenagem de hélice com uma configuração senoidal da curva periódica na borda traseira serrilhada da carenagem de hélice; as figuras 6A e 6B são representações ilustradas lateral e traseira da carenagem de hélice com uma configuração senoidal pontuda exemplar da curva periódica na borda traseira serrilhada da care- nagem de hélice; as figuras 7A e 7B são representações ilustradas lateral e traseira da carenagem de hélice com uma configuração parabólica acentuada exemplar da curva periódica na borda traseira serrilhada da carenagem de hélice; a figura 8 é uma representação de seção parcial mostrando as palhetas de guia exemplares na carenagem de hélice; a figura 9 é uma representação de seção da implementação exemplar com dimensões relativas; e a figura 10 é um fluxograma mostrando um método para controlar o fluxo de ar para empuxo reverso em uma nacela ultracurta empregando a implementação descrita.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[0007] As implementações exemplares descritas aqui fornecem uma carenagem de hélice para uso em uma nacela ultracurta para um motor de turbo-hélice empregando uma hélice de passo variável (VPF) com capacidade de empuxo reverso. A carenagem de hélice emprega uma borda traseira serrilhada (STE) com as curvas periódicas das serrilhas atuando como geradores de vórtex (VGs) quando o fluxo de ar está sendo aspirado do plano de saída em torno da borda traseira durante a operação de empuxo reverso (RT). Sem estes VGs, o fluxo que entra de outro modo seria separado e reduziria enormemente a capacidade de RT do sistema. Em operação normal, tal como cruzeiro, subida, decolagem e pouso, os STE0VGs estão essencialmente inativos desse modo minimizando as perdas aerodinâmicas e impacto em consumo de combustível específico.

[0008] Referindo-se aos desenhos, as figuras 1A e 1B mostram uma aeronave 8 com uma configuração geral de um motor de turbo- hélice de desvio ultra alto 10 com uma nacela 12 tendo uma carenagem de hélice 14 e uma nacela de núcleo 16. Em um motor convencional, a carenagem de hélice 14 tem uma borda traseira substancialmente planar 18. A nacela de núcleo 16 é substancialmente concêntrica com a carenagem de hélice 14, tipicamente se estendendo para trás da borda traseira 18 e tendo um bocal de exaustão 20 para o núcleo do motor com um cone de cauda concêntrico 22. A nacela 12 é tipicamente suspensa de uma asa de aeronave 24 com um pilão 26.

[0009] Como visto nas figuras 2A, 2B e 2C, uma implementação exemplar de um motor de turbo-hélice de desvio ultra alto 28 com uma nacela ultracurta 30 emprega uma carenagem de hélice 32 alojando um hélice de passo variável (VPF) 34. A carenagem de hélice 32 tem um plano de saída 26. Em operações de voo, decolagem, subida, cruzeiro, descida e pouso, o fluxo de ar do hélice sai da carenagem de hélice no plano de saída em uma direção para trás fornecendo empuxo para frente para a aeronave. No pouso, o VPF 34 pode ser colocado em m passo reverso fornecendo um modo de empuxo reverso (RT) para o motor 28 para auxiliar na desaceleração da aeronave. Na condição de RT, o fluxo de ar é aspirado através do plano de saída 36 para dentro da carenagem de hélice 32 e avança para frente através do VPF 34 rodando em passo reverso. A carenagem de hélice 32 tem uma borda traseira serrilhada 38. Várias curvas periódicas 40 se estendem em torno da circunferência da borda traseira serrilhada 38 para fornecer as serrilhas. Cada uma das curvas periódicas 40 atua como um gerador de vórtex (VG) no modo de RT. A borda traseira serrilhada 38 fornece um controle de fluxo inteiramente passivo sem mover os mecanismos ou ativar alteração de geometria.

[0010] A figura 3 é uma representação diagramática generalizada do fluxo de ar em modo de RT demonstrando vórtices em contra-rotação em pares 42a, 42b criados pelos perfis laterais 44a e 44b de cada curva periódica 40 a partir da ponta 46para o vale 48.

[0011] As várias curvas periódicas 40 que formam a borda traseira serrilhada 38 na carenagem de hélice 32 podem ser em geral caracterizadas como em formato de chevron e podem ser formatadas como curvas de “dente de serra” 40a (vistas nas figuras 4A e 4B), curvas “senoi- dais” 40b (vistas nas figuras 5A e 5B), curvas “senoidais pontudas” 40c (vistas nas figuras 6A e 6B), ou curvas “parabólicas acentuadas” 40d (vistas nas figuras 7A e 7B) para acomodar os desenhos de motor específicos e exigências aerodinâmicas. Curvas de dente de serra têm lados substancialmente planos conectando em um vértice interno em cada vale e um vértice externo em cada ponta. As curvas senoidais são senoides com uma energia de 1.0 enquanto as curvas senoidais pontudas são senoides com uma energia maior que um, com o exemplo mostrado, sendo uma energia de 2,0. Curvas parabólicas acentuada são curvas parabólicas originando em cada vale e terminando em cada ponta com um vértice acentuado ou raio pequeno. Para propósitos de generalização, uma geometria chevron é definida aqui como uma serrilha tendo um vale elíptico (por exemplo, com um raio R) e uma ponta elíptica (por exemplo, com um raio % R) conectada por linhas retas o com as curvas de vale e pontas interconectando em um ponto de inflexão. O ângulo de varredura máximo, θ (theta), (com relação a uma linha de referência 100 através de vértices a montante das curvas) destas curvas periódicas, para uma seção reta (como representado pelas linhas de referência 102 e 106 nas figuras 4A e 6A) ou no ponto de inflexão 49 (como representado pelas linhas de referência 104 e 108 nas Figuras 5A e 7A), em implementações exemplares, é maior que 25 graus e é desejavelmente pelo menos 25-30 graus, com um valor preferido dentre 45 a 60 graus.

[0012] Motores como exemplificados nas implementações descritas aqui empregam estatores ou palhetas de guia para controle aerodinâmico de fluxo que sai do VPF 34 na carenagem de hélice 32. As palhetas de guia podem ser uma única fileira ou múltiplas fileiras se estendendo para trás do VPF 34, mas terminam tipicamente em uma fileira das palhetas de guia externas (OGVs) 50, como representado na figura 8. Controle de fluxo desejável adicional é obtido nas implementações exemplares sincronizando o número e cronometragem das curvas periódicas 40 da borda traseira serrilhada 38 com as OGVs 50. Por exemplo, se o número de OGVs nas várias OGVs 50 é NOGV, então o número de picos/vales (NPV) nas várias curvas formando a borda traseira serrilhada 38 deve ser um múltiplo inteiro de NOGV (isto é, NPV/NOGV = um valor inteiro). Com esta relação inteira, as curvas periódicas 40 podem ser sincronizadas com as OGVs 50 por orientação angular com respeito às OGVs 50 (isto é, têm ângulo de cronometragem 51 entre a linha de referência 112 em relação a um eixo identificado pela linha 110 através do vórtice traseiro adjacente da borda traseira serrilhada 38) para acomodar redemoinho no fluxo para alinhamento aerodinâmico otimizado de fluxo reverso que entra através das OGVs 50 em modo de RT.

[0013] Em uma implementação exemplar representada na figura 9 (representação não em escala), comprimento de carenagem de hélice L1 é aproximadamente 172,7 - 177,8 cm e diâmetro externo de carena- gem de hélice máximo D1 é aproximadamente 330,2-342,9 cm. O comprimento de entrada L2 (a partir de um aponta de entrada 52 para o VPF 34) é aproximadamente 30,48-50,8 cm com diâmetro D2 do VPF 34 aproximadamente 304,8 cm. A profundidade L3 das serrilhas é aproximadamente 15,2 cm dependente da configuração, ângulo de varredura e número de curvas periódicas na circunferência. As proporções de definir geometria para esta implementação são L1/D1 = 0,5-0,6, L2/D2 = 0,10-0,17. L1/D1 desejada para motores de turbo-hélice de desvio ultra alto exemplar, em que as implementações são mais desejáveis é menor que ou igual a 1,0 e L2/D2 é menor que ou igual a 0,25.

[0014] As implementações exemplares descritas aqui fornecem um método para controlar o fluxo de ar para empuxo reverso em uma macela ultracurta como mostrado na figura 10. Um fluxo reverso é criado através de um plano de saída de uma carenagem de hélice com uma hélice de passo variável (VPF) alojado dentro da carenagem de hélice e tendo uma posição de empuxo reverso, etapa 1002, o fluxo reverso é aspirado através da borda traseira serrilhada da carenagem de hélice, etapa 1004. Várias curvas periódicas formando a borda traseira serrilhada induzem vórtices no fluxo reverso, etapa 1006. Como descrito previamente, as curvas periódicas são geometrias de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada ou chevron. O fluxo de cada uma das várias curvas periódicas é sincronizado com palhetas de guia externas associadas (OGVs) alojadas na carenagem de hélice, etapa 1008. A sincronização é obtida combinando o número de OGVs com múltiplos inteiros das curvas periódicas e cronometragem das curvas periódicas com relação às OGVs associadas para combinar características de redemoinho no fluxo reverso para alinhamento aerodinâmico suave.

[0015] Adicionalmente, a descrição compreende modalidades de acordo com as cláusulas seguintes: 1. Uma configuração de nacela, compreendendo:

[0016] uma carenagem de hélice (32) tendo um plano de saída (36) e uma borda traseira serrilhada (38); e

[0017] uma hélice de passo variável (VPF) (34) alojada dentro da carenagem de hélice (32), o dito VPF (34) tendo uma posição de empuxo reverso induzindo um fluxo reverso através do plano de saída (36) e dentro da carenagem de hélice (32); em que a dita borda traseira serrilhada (38) compreende vários geradores de vórtice configurados para induzir vórtices no fluxo reverso. 2. A configuração de nacela, como definida na cláusula 1, em que a borda traseira serrilhada (38) compreende várias curvas periódicas (40) tendo pelo menos uma geometria de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada e chevron. 3. A configuração de nacela, como definida na cláusula 2, em que cada uma das várias curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máxima maior que 25 graus. 4. A configuração de nacela, como definida na cláusula 3, em que cada uma das várias curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo de pelo menos 30 graus. 5. A configuração de nacela, como definida na cláusula 3, em que cada uma das varias curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo entre 25 e 60 graus. 6. A configuração de nacela, como definida na cláusula 2, ainda compreendendo várias palhetas de guia externas (OGVs (50)) alojadas dentro da carenagem de hélice (32) e as várias curvas periódicas (40) na borda traseira serrilhada (38) são sincronizadas com as várias OGVs (50). 7. A configuração de nacela, como definida na cláusula 6, em que um número de curvas periódicas (40) nas várias curvas periódicas (40) é um múltiplo inteiro de um número de OGVs (50) nas várias OGVs (50). 8. A configuração de nacela, como definida na cláusula 6, em que um ângulo de cronometragem (51) das várias curvas periódicas (40) com respeito às várias OGVs (50) fornece fluxo reverso alinhado aero- dinamicamente nas várias OGVs (50). 9. A configuração de nacela, como definida na cláusula 1, em que um comprimento da carenagem de hélice (32) é menor que ou igual a um diâmetro do VPF (34). 10. A configuração de nacela, como definida na cláusula 1, em que a carenagem de hélice (32) tem um comprimento de entrada a partir de um bordo de entrada (52) para o VPF (34) e o comprimento de entrada é menor que 25 % de um diâmetro do VPF (34). 11. Um motor de aeronave compreendendo:

[0018] uma nacela (12) tendo uma carenagem de hélice (32) e um núcleo, a nacela de núcleo (12) (16) alojando um núcleo de motor (28), a dita carenagem de hélice (32) tendo um plano de saída (36) e uma borda traseira serrilhada (38); e

[0019] uma hélice de passo variável (VPF (34)) alojada dentro da carenagem de hélice (32) e engatado no núcleo do motor (28), o dito VPF (34) tendo uma posição de empuxo reverso induzindo um fluxo reverso através do plano de saída (36) e na carenagem de hélice (32); em que a dita borda traseira serrilhada (38) compreende vários geradores de vórtice configurados para induzir vórtices no fluxo reverso. 12. Motor de aeronave, como definido na cláusula 11, em que a dita nacela de núcleo (12) (16) é concêntrica com a carenagem de hélice (32) e se estende através do plano de saída (36). 13. Motor de aeronave, como definido na cláusula 11 em que a borda traseira serrilhada (38) compreende várias curvas periódicas (40) tendo pelo menos uma da geometria de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada e chevron. 14. Motor de aeronave, como definido na cláusula 13, em que cada uma das várias curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo maior que 25 graus. 15. Motor de aeronave, como definido na cláusula 13, ainda compreendendo várias palhetas de guia externas (OGVs (50)) alojadas dentro da carenagem de hélice (32) em que um número de curvas periódicas (40) nas várias curvas periódicas (40) é um múltiplo inteiro de um número de OGVs (50) nas várias OGVs (50). 16. Motor de aeronave, como definido na cláusula 15, em que um ângulo de cronometragem (51) das várias curvas periódicas (40) com respeito às várias OGVs (50) fornece fluxo reverso aerodinamica- mente alinhado nas várias OGVs (50). 17. Método para controlar o fluxo de ar para empuxo reverso em uma nacela (12), o método compreendendo:

[0020] induzir um fluxo reverso através de um plano de saída (36) de uma carenagem de hélice (32), em que uma hélice de passo variável (VPF) (34) tendo uma posição de empuxo reverso é alojada dentro da carenagem de hélice (32);

[0021] arrastar o fluxo reverso através de uma borda traseira serri lhada (38) da carenagem de hélice (32); e

[0022] induzir vórtices no fluxo reverso com várias curvas periódicas (40) compreendendo uma borda traseira serrilhada (38). 18. O método, como definido na cláusula 17, em que as várias curvas periódicas (40) compreendem pelo menos uma de uma geometria de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada e chevron. 19. O método, como definido na cláusula 17, ainda compreende sincronizar o fluxo reverso arrastado através de cada uma das curvas periódicas (40) com uma palheta de guia externa associada (OGV) de várias OGVs (50) alojadas na carenagem de hélice (32). 20. O método, como definido na cláusula 19, em que um número de curvas periódicas (40) nas várias curvas periódicas (40) é um múltiplo inteiro de um número de OGVs (50) nas várias OGVs (50). 21. O método, como definido na cláusula 19, em que as curvas periódicas (40) nas várias curvas periódicas (40) têm um ângulo de cronometragem (51) com respeito às OGVs associadas (50) nas várias OGVs (50) para alinhar aerodinamicamente o fluxo reverso nas várias OGVs (50).

[0023] Tendo agora descrito as várias implementações da invenção em detalhe como exigido pelos estatutos de patente, aqueles versados na técnica reconhecerão modificações e substituições para as implementações específicas descritas aqui. Tais modificações estão dentro do escopo e intenção da presente invenção como definida nas reivindicações seguintes.

Claims (21)

1. Configuração de nacela, caracterizada pelo fato de que compreende: uma carenagem de hélice (32) tendo um plano de saída (36) e uma borda traseira serrilhada (38); e uma hélice de passo variável (VPF) (34) alojada dentro da carenagem de hélice (32), o dito VPF (34) tendo uma posição de empuxo reverso induzindo um fluxo reverso através do plano de saída (36) e dentro da carenagem de hélice (32); uma pluralidade de palhetas de guia externas (OGVs (50)) alojadas dentro da carenagem de hélice (32); em que a dita borda traseira serrilhada (38) compreende uma pluralidade de geradores de vórtice configurados para induzir vórtices no fluxo reverso na borda traseira serrilhada (38), em que a pluralidade de OGVs (50) compreende um número de OGVs (NOGV) e uma pluralidade de curvas periódicas na borda traseira serrilhada (38) compreende um número (NPV) de picos e vales e o NPV é um múltiplo inteiro do NOGV e em que um ângulo de cronometragem (51) com respeito à pluralidade de OGVs (50) a partir de uma linha de referência em relação a um eixo através de um vórtice traseiro adjacente da borda traseira serrilhada (38) da pluralidade de curvas periódicas (40) fornece fluxo reverso alinhado aerodinamicamente na pluralidade de OGVs (50).

2. Configuração de nacela, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a borda traseira serrilhada (38) compreende uma pluralidade de curvas periódicas (40) tendo pelo menos uma geometria de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada e chevron.

3. Configuração de nacela, de acordo com a reivindicação 2, caracterizada pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo maior que 25 graus.

4. Configuração de nacela, de acordo com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo de pelo menos 30 graus.

5. Configuração de nacela, de acordo com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo entre 25 e 60 graus.

6. Configuração de nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, caracterizada pelo fato de que um comprimento da carenagem de hélice (32) é menor que ou igual a um diâmetro do VPF (34).

7. Configuração de nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, caracterizada pelo fato de que a carena- gem de hélice (32) tem um comprimento de entrada a partir de um bordo de entrada (52) para o VPF (34) e o comprimento de entrada é menor que 25% de um diâmetro do VPF (34).

8. Motor de aeronave caracterizado pelo fato de que com-preende: uma nacela possuindo uma carenagem de hélice (32) e uma nacela de núcleo (16) alojando um núcleo de motor (28), a dita carena- gem de hélice (32) tendo um plano de saída (36) e uma borda traseira serrilhada (38); e uma hélice de passo variável (VPF) (34) alojada dentro da carenagem de hélice (32) e engatada no núcleo de motor, o dito VPF (34) tendo uma posição de empuxo reverso induzindo um fluxo reverso através do plano de saída (36) e dentro da carenagem de hélice (32); uma pluralidade de palhetas de guia externas (OGVs (50)) alojadas dentro da carenagem de hélice (32); em que a dita borda traseira serrilhada (38) compreende uma pluralidade de geradores de vórtice configurados para induzir vórtices no fluxo reverso na borda traseira serrilhada (38), em que a pluralidade de OGVs (50) compreende um número de OGVs (NOGV) e a pluralidade de curvas periódicas (40) na borda traseira serrilhada (38) compreende um número (NPV) de picos e vales e o NPV é um múltiplo inteiro do NOGV e em que um ângulo de cronometragem (51) com respeito à pluralidade de OGVs (50) a partir de uma linha de referência em relação a um eixo através de um vórtice traseiro adjacente da borda traseira serrilhada (38) da pluralidade de curvas periódicas (40) fornece fluxo reverso alinhado aerodinamicamente na pluralidade de OGVs (50).

9. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 8, ca-racterizado pelo fato de que a dita nacela de núcleo (16) é concêntrica à carenagem de hélice (32) e se estende através do plano de saída (36).

10. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 8, ca-racterizado pelo fato de que a borda traseira serrilhada (38) compreende uma pluralidade de curvas periódicas (40) tendo pelo menos uma geometria de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada e chevron.

11. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo maior que 25 graus.

12. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo de pelo menos 30 graus.

13. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo entre 25 e 60 graus.

14. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 8, ca-racterizado pelo fato de que um comprimento da carenagem de hélice (32) é menor que ou igual a um diâmetro do VPF (34).

15. Motor de aeronave, de acordo com a reivindicação 8, ca-racterizado pelo fato de que a carenagem de hélice (32) tem um comprimento de entrada a partir de um bordo de entrada (52) para o VPF (34) e o comprimento de entrada é menor que 25% de um diâmetro do VPF (34).

16. Método para controlar o fluxo de ar para empuxo reverso em uma nacela (12), o método caracterizado pelo fato de que compreende: induzir um fluxo reverso através de um plano de saída (36) de uma carenagem de hélice (32), em que uma hélice de passo variável (VPF) (34) tendo uma posição de empuxo reverso é alojada dentro da carenagem de hélice (32); arrastar o fluxo reverso através de uma borda traseira serrilhada (38) da carenagem de hélice (32); e induzir vórtices no fluxo reverso com uma pluralidade de curvas periódicas (40) compreendendo a borda traseira serrilhada (38); alinhar o fluxo reverso arrastado através de cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) com uma palheta de guia externa associada (OGV) da pluralidade de OGVs (50) alojadas na carenagem de hélice (32) ao estabelecer a pluralidade de curvas periódicas (40) como um número (NPV) de picos e vales e a pluralidade de OGVs como um número de OGVs (NOVG) e o NPV é um múltiplo inteiro do NOGV, em que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) possui um ângulo de cronometragem (51) com respeito a um OGV (50) associado na pluralidade de OGVs (50) a partir de uma linha de referência em relação a um eixo através de um vórtice traseiro adjacente da borda traseira serrilhada (38) da pluralidade de curvas periódicas (40).

17. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que a pluralidade de curvas periódicas (40) compreende pelo menos uma de uma geometria de dente de serra, senoidal, senoidal pontuda, parábola acentuada e chevron.

18. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo de pelo menos 30 graus.

19. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que cada uma da pluralidade de curvas periódicas (40) tem um ângulo de varredura máximo entre 25 e 60 graus.

20. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que um comprimento da carenagem de hélice (32) é menor que ou igual a um diâmetro do VPF (34).

21. Método, de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que a carenagem de hélice (32) tem um comprimento de entrada a partir de um bordo de entrada (52) para o VPF (34) e o comprimento de entrada é menor que 25% de um diâmetro do VPF (34).