ES2617754T3 - Motor a reacción de una aeronave supersónica - Google Patents

Abstract

Una instalación de un motor a reacción de una aeronave supersónica que dispone de una estructura de entrada de aire del motor que incluye: una rampa de entrada y una faldilla que tienen un borde (43) separado hacia fuera de la rampa de tal forma que el aire que entra fluye entre la rampa y el borde, caracterizada por que la rampa está configurada para producir un primer grupo de ondas de choque oblicuas (42) que se expanden hacia fuera desde la parte delantera de la rampa hasta superar el borde (43), un segundo sistema de ondas de choque oblicuas (47) que se extiende hacia fuera desde la parte posterior de la citada rampa a continuación del primer sistema de ondas de choque oblicuas (42) para intersectar dentro del borde con una onda de choque terminal (49) que se extiende hacia fuera desde la parte posterior de la rampa; teniendo la rampa según un plano axial-radial, en la dirección del flujo: una primera porción (41) que presenta una concavidad hacia fuera; una segunda porción (44) que es recta y que se encuentra configurada para producir el citado primer sistema de ondas de choque oblicuas (42) que se extiende hacia adelante del citado borde y dentro de la trayectoria del flujo de aire hacia la estructura interior sin apenas proporcionar una compresión adicional; una tercera porción (45) ubicada hacia atrás de la citada segunda porción (44), esta tercera porción (45) es cóncava en su parte externa y se ha configurado para producir un sistema de ondas de choque oblicuas (47) que se extiende desde la citada tercera porción (45) hacia una parte (en 50) donde se produce una onda de choque terminal (49) que se encuentra a cierta distancia del borde (43); una cuarta porción (52) que es recta y se encuentra a continuación de la citada tercera porción (45), cercana a la onda de choque terminal (49); y una quinta porción (54) que proporciona un giro inicial del flujo hacia el motor más allá de la onda de choque terminal (49), extendiéndose dicha quinta porción (54) de manera ininterrumpida desde dicha cuarta porción (52); creando este sistema de entrada una compresión, un sistema de ondas de choque y una distribución de presión total que, de forma intencionada, no es uniforme a lo largo de cualquier plano axial ubicado a continuación de la onda de choque terminal.

Description

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troncocónica. En vuelo supersónico el flujo externo al conducto disminuirá la resistencia cuando éste se encuentre con la zona troncocónica y la pérdida dependerá del ángulo troncocónico.

Las Figs. 2" y 3" muestran una aeronave supersónica 20" con un fuselaje 21", y con primero y segundo motores a chorro 22" y 23", con góndolas 22"a y 23"a. Los motores se extienden a ambos lados del fuselaje 21", y pueden solaparse con el ala adelantada 24", con secciones izquierda y derecha 24"a y 24"b que se extienden próximas al fuselaje. La cola de la aeronave se representa en 25".

Los motores incorporan la geometría mostrada en la Fig. 1" y se sitúan de tal forma que las partes troncocónicas 11"a se ubican en el lateral más cerca del fuselaje que las rampas de expansión de salida. Véase la Fig. 1" que muestra el lateral del fuselaje 21"a, con un hueco para el flujo reducido o relativamente estrecho 28" que se muestra entre 11"a y 21"a. La geometría es tal que se producen vectores de empuje dirigidos hacia atrás, tal y como se ve en 30" (para régimen supersónico) y en 31" (para régimen subsónico).

La disminución de la resistencia de la zona troncocónica es debida a la proximidad al cuerpo del fuselaje, representado por la línea 21"a en las Figs. 1" y 3", y a las secciones transversales crecientes a lo largo de la línea de contorno 21"a.

Además de la disminución de la resistencia de la zona troncocónica de la cola debido a la proximidad al cuerpo creciente del fuselaje, la invención proporciona el beneficio adicional de reducir el momento de guiñada y el tamaño vertical de la cola que se necesita para contrarrestar el fallo del motor a baja velocidad, por ejemplo durante el despegue. Esto se debe a la característica asimétrica del vector de empuje para las diferentes relaciones de presión de la tobera. Este hecho se ilustra en los vectores de flujo del análisis CFD de la geometría de una tobera que incorpora la superficie expansiva. La Fig. 5" presenta las trayectorias seguidas por el flujo para una tobera que opera a una relación elevada de presión típica de régimen supersónico. En este caso, la tobera está en capacidad de diseño y el flujo se alinea aproximadamente con la dirección de la corriente libre.

A medida que la relación de presión de la tobera cae por debajo de su punto de diseño, por ejemplo para las condiciones de baja velocidad que se dan durante el despegue, el ángulo de giro se reduce y el flujo tiende a seguir el ángulo marcado por la rampa de expansión, cambiando la dirección del vector de empuje.

Para la tobera dispuesta tal y como se describe, cercana al fuselaje, el vector neto de empuje se inclina ligeramente hacia el centro de gravedad, reduciendo el momento de guiñada generado cuando uno de los motores laterales de la aeronave produce un empuje menor que el otro, por ejemplo, en el caso del fallo de un motor. De esta forma, se podrán utilizar colas y timones de menor tamaño para mantener el control de la aeronave en condiciones de emergencia por fallo del motor a baja velocidad reduciendo el requerimiento de peso y resistencia.

Un beneficio adicional de la configuración de la tobera cónica en su cara interior es el efecto de protección del fuselaje y de la tobera al reducir la propagación del ruido acústico. Utiliza el fuselaje y las superficies de expansión de la tobera cónica en su cara interior para aumentar la longitud efectiva de la tobera sin aumentar el área mojada. Estas áreas se pueden proveer de revestimientos acústicos para disminuir aún más el ruido.

Véanse también las Figs. 5" y 6".

Los contornos de la aeronave supersónica deben cumplir preferiblemente la "regla de las áreas", es decir, los contornos de los distintos elementos de los aviones, tales como alas, fuselaje y las góndolas se generan de tal forma que las áreas transversales combinadas de todos estos elementos minimizan el aumento de la resistencia de onda de la configuración completa. Normalmente, este hecho implica disminuir la sección transversal de un elemento cuando se encuentra en la cercanía de otro elemento, el clásico ejemplo es el estrechamiento en forma de "cintura de avispa" donde el fuselaje intersecta con el ala. La góndola que contiene al motor, el sistema de entrada de aire y la tobera de salida representan una sección transversal de gran tamaño. Se reducirá de manera importante la resistencia de onda al reducir la sección transversal del fuselaje en la proximidad de estos elementos.

La Fig. 3" es una vista ampliada de la góndola del motor con una tobera "cónica" en su cara interior y su relación con el fuselaje. La zona del fuselaje cercana a la sección transversal máxima de la góndola se hace más "esbelta" (disminuye su sección transversal) de acuerdo con las consideraciones de la regla de áreas en régimen supersónico. Más atrás, la sección transversal de la góndola disminuye en la proximidad de la salida de la tobera y el área del fuselaje aumenta en 21a" para mantener la sección transversal global de la aeronave para cumplir con la regla de las áreas. El aumento del área del fuselaje en la zona cercana a la parte posterior de la tobera proporciona un ángulo superficial que se acopla con el ángulo troncocónico necesario a la salida de la tobera, esta combinación reduce la resistencia de la zona troncocónica en todo su recorrido gracias al perfecto cumplimiento de todos los requerimientos de la regla de las áreas.

Obsérvese en la Fig. 3", las siguientes condiciones:

1) El fuselaje presenta una disminución lateral de las secciones transversales a lo largo de todo su recorrido en las zonas más próximas a las góndolas de los dos motores a reacción.

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2) Las secciones transversales reducidas del fuselaje en las zonas correspondientes a las góndolas de los dos motores cumple con la configuración exigida por la regla de las áreas.

3) Las secciones transversales reducidas del fuselaje en las zonas correspondientes a las góndolas y a la sección o secciones de las alas, cumple con la configuración exigida por la regla de las áreas.

4) El hueco 60" existente entre la góndola del motor y el lateral del fuselaje suele tener una anchura menor que la anchura de la góndola del motor, lateralmente hacia fuera del hueco, y a lo largo de las estaciones laterales del hueco.

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Claims (1)

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