ES2951509T3 - Fuselaje aerodinámico con elementos propulsores fluídicos de ingestión de límites - Google Patents

Fuselaje aerodinámico con elementos propulsores fluídicos de ingestión de límites Download PDF

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Abstract

Un vehículo incluye un cuerpo principal y al menos un ala acoplada al cuerpo principal. Una fuente de fluido comprimido está acoplada al cuerpo principal. El vehículo incluye además propulsores primero y segundo, teniendo cada uno de dichos propulsores primero y segundo una estructura de admisión y cada uno de dichos propulsores primero y segundo en comunicación fluida con la fuente. El primer propulsor está acoplado al cuerpo principal y el segundo propulsor está acoplado a al menos un ala. Los propulsores primero y segundo están colocados, cuando están en una primera configuración, de manera que al menos una porción de una capa límite producida debido al movimiento del vehículo es absorbida por las estructuras de admisión de los propulsores primero y segundo. El vehículo incluye además un sistema para proporcionar selectivamente el fluido comprimido al primer y segundo propulsores. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Fuselaje aerodinámico con elementos propulsores fluídicos de ingestión de límites
Aviso de derecho de autor
La presente divulgación está protegida por las leyes de derechos de autor de los Estados Unidos y/o internacionales. © 2019 Jetoptera, Inc. Todos los derechos reservados. Una parte de la divulgación de este documento de patente contiene material que está sujeto a protección por derechos de autor. El propietario de los derechos de autor no tiene ninguna objeción a la reproducción por facsímil del documento de patente o de la divulgación de la patente, tal como aparece en el archivo o los registros de patente de la Oficina de Patentes y/o Marcas, pero de otro modo se reserva todos los demás derechos de autor.
Reivindicación de prioridad
La presente solicitud reivindica prioridad de la Solicitud de Patente Provisional de EE. UU. No. 62/677,419 titulada "Fuselaje aerodinámico con elementos propulsores fluídicos de ingestión de límites" presentada el 29 de mayo de 2018.
Antecedentes
Entre los muchos objetivos del diseño de aeronaves se encuentran la minimización o eliminación de las principales piezas rotativas, la reducción del peso total de la aeronave y la reducción del perfil de resistencia aerodinámica general de la aeronave. La técnica anterior para un sistema de ingestión de capa límite se ilustra en el documento de patente EP 2597037 A2.
Breve descripción de los dibujos
La Figura 1 es una sección transversal de una realización de la presente invención que representa la mitad superior de un eyector y perfiles de velocidad y temperatura dentro del flujo interno.
La Figura 2 ilustra las características de las superficies del eyector de la Figura 1 de acuerdo con una realización.
Las Figuras 3 y 4 ilustran vistas parciales en perspectiva de estructuras de admisión de acuerdo con una o más realizaciones.
La Figura 5 ilustra la alteración de la sección transversal de las geometrías internas del eyector de acuerdo con una realización.
La Figura 6 ilustra una vista en planta superior de una aeronave de acuerdo con una realización.
Las Figuras 7-8 ilustran un propulsor en una posición retraída dentro de un ala o fuselaje de acuerdo con una realización.
Las Figuras 9-10 ilustran un propulsor en una posición desplegada de acuerdo con una realización.
Descripción de la invención
La presente solicitud de patente pretende describir una o más realizaciones de la presente invención. El alcance completo de la invención se define en las reivindicaciones adjuntas.
La Figura 1 ilustra una sección transversal de la mitad superior de un propulsor, como el eyector 200, que se puede unir a un vehículo (no mostrado), tal como, para ejemplos no limitativos, un UAV o un vehículo aéreo tripulado, tal como un avión. A una cámara impelente 211 se le suministra aire más caliente que el aire ambiente (es decir, una corriente de gas impulsor presurizado) procedente, por ejemplo, de un motor basado en combustión que puede ser empleado por el vehículo. Esta corriente de gas impulsor presurizado, indicada por la flecha 600, se introduce a través de al menos un conducto, como las boquillas primarias 203, al interior del eyector 200. Más específicamente, las boquillas primarias 203 están configuradas para acelerar la corriente de fluido impulsor 600 para una velocidad deseada predeterminada variable directamente sobre una superficie Coanda convexa 204 como un chorro de pared. Además, las boquillas primarias 203 proporcionan volúmenes ajustables de corriente de fluido 600. Este chorro de pared, a su vez, sirve para arrastrar a través de un fluido secundario de estructura de admisión 206, como el aire ambiental indicado por la flecha 1, que puede estar en reposo o acercándose al eyector 200 a una velocidad distinta de cero desde la dirección indicada por la flecha 1. En diversas realizaciones, las boquillas 203 pueden estar dispuestas en una matriz y en una orientación curva, una orientación en espiral y/o una orientación en zigzag.
La mezcla de la corriente 600 y el aire 1 puede moverse puramente de manera axial en una sección de garganta 225 del eyector 200. A través de la difusión en una estructura difusora, como el difusor 210, el proceso de mezcla y suavizado continúa de modo que los perfiles de temperatura (800) y de velocidad (700) en la dirección axial del eyector 200 ya no tienen los valores altos y bajos presentes en la sección de garganta 225, sino que se vuelven más uniformes en el extremo terminal 101 del difusor 210. A medida que la mezcla de la corriente 600 y el aire 1 se aproxima al plano de salida del extremo terminal 101, los perfiles de temperatura y velocidad son casi uniformes. En particular, la temperatura de la mezcla es lo suficientemente baja para ser dirigida hacia una superficie aerodinámica tal como un ala o una superficie de control.
En una realización, y como se ilustra mejor en la Figura 2, las boquillas secundarias generadoras de vórtice en forma de V 205 están escalonadas en comparación con una boquilla primaria rectangular normal 203 e inyectan al menos el 25% de la corriente de fluido total 600 antes de que el balance del flujo de masa de corriente de fluido sea inyectado en un momento posterior por las boquillas 203. Esta inyección por las boquillas 205 antes que la de las boquillas 203 da como resultado una tasa de arrastre lo suficientemente alta como para aumentar significativamente el rendimiento del eyector 200. Las boquillas secundarias 205 introducen un arrastre más favorable del flujo secundario a través de capas de cizallamiento y están escalonadas tanto axial como circunferencialmente en relación con las boquillas primarias 203.
Las boquillas primarias 203 pueden incluir una estructura de ala delta 226 que está provista de una pata de soporte conectada al punto medio de la estructura de la boquilla primaria 203 en su lado más interno, con un vértice de la estructura de ala delta apuntando contra el flujo de la corriente de fluido 600. Esto, a su vez, genera dos vórtices de dirección opuesta y arrastra fuertemente desde ambos lados de la boquilla primaria 203 la mezcla ya arrastrada de flujos de fluido primario y secundario resultantes de las boquillas 205.
Además, una realización mejora la superficie para el retraso de la separación de flujo a través de elementos tales como hendiduras 221 colocadas en la superficie Coanda 204. Las hendiduras 221 evitan la separación de flujo y mejoran significativamente el rendimiento del eyector 200. Además, las superficies del difusor 210 (véase la Figura 1) también pueden incluir hendiduras 222 y/u otros elementos que retrasan o evitan la separación de la capa límite.
En una realización, la estructura de admisión 206 puede tener una configuración circular. Sin embargo, en diversas realizaciones, y como se muestra mejor en las Figuras 3-4, la estructura de admisión 206 puede ser no circular y, de hecho, asimétrica (es decir, no idéntica en ambos lados de al menos uno, o alternativamente cualquier plano dado que divida en dos la estructura de admisión). Por ejemplo, como se muestra en la Figura 3, la estructura de admisión 206 puede incluir primer y segundo bordes opuestos 301, 302, en el que el segundo borde opuesto incluye una porción curva que se proyecta hacia el primer borde opuesto. Como se muestra en la Figura 4, la estructura de admisión 206 puede incluir primer y segundo bordes opuestos laterales 401, 402, en el que el primer borde opuesto lateral tiene un radio de curvatura mayor que el segundo borde opuesto lateral. Haciendo referencia a la Figura 5, una realización puede incluir al menos un elemento de accionamiento interno (por ejemplo, actuadores y/o conexiones) 601, 602 dispuesto entre las superficies externas 603, 604 y las superficies internas 605, 606 del eyector 200. En la realización ilustrada, el actuador 601 está configurado para mover (p. ej., acercándose y alejándose del eje central del eyector 200) la primera superficie 605 con respecto a la segunda superficie 606 cuando la segunda superficie no se está moviendo. De manera similar, el segundo actuador 602 está configurado para mover la segunda superficie 606 con respecto a la primera superficie 605 cuando la primera superficie no se está moviendo. Esta capacidad de alterar la geometría interna del eyector 200 en múltiples configuraciones permite que el eyector funcione de manera óptima en múltiples condiciones de vuelo (por ejemplo, ascenso vertical, despegue, vuelo de crucero, etc.).
Una o más realizaciones utilizan principalmente una propulsión de sistema eyector/propulsor de propulsión fluídica (FPS). Los sistemas FPS de ejemplo se describen en las Solicitudes de Patente de EE. UU. No.
15/456.450, 15/221.389 y 15/256.178, por ejemplo. Una o más realizaciones combinan uno o más sistemas de eyector/propulsor de propulsión fluídica (FPS) y propulsión distribuida, eliminando las "protuberancias" que sobresalen del vehículo y haciendo que el fuselaje sea completamente aerodinámico e ingiriendo/controlando activamente las capas límite, donde se forma el arrastre ahorrando de este modo combustible y ampliando el intervalo de viaje.
Haciendo referencia a la Figura 6, una realización usa uno o más generadores de gas 610a-c para alimentar, a través de una serie de conductos 616, eyectores basados en efecto Coanda 200 unidos al cuerpo principal, como el fuselaje 612 y las alas 614 para que uno pueda proporcionar tanto succión como chorros de pared para reducir el arrastre, retrasar la separación de flujo (que provoca arrastre y bloqueo temprano) e incluir propulsión distribuida, en todo el fuselaje y las alas.
Una o más realizaciones del eyector 200 pueden configurarse en una forma que no sea redonda y pueden usar un fluido primario para arrastrar (aspirar o ingerir) cantidades masivas de aire y acelerar este aire a velocidades más altas al mezclar los fluidos primario y secundario (arrastrados) (gas de turbina y aire ambiente, por ejemplo). Una realización puede incluir una turbina de gas que alimenta (a través de una red neumática, no mecánica, como la mayoría de los sistemas de propulsión distribuida) una pluralidad de estos eyectores 200 que han sido montados casi "al ras" con el fuselaje de avión 612 y/o las alas 614, reciben desde el interior del fuselaje u otra ubicación a bordo el fluido caliente comprimido, y usarlo para arrastrar una mayor cantidad de aire de la capa límite formada sobre el fuselaje frente al eyector, mezclarlo con los gases calientes dentro del eyector y expulsarlo aguas abajo también paralelo o tangencial al fuselaje en forma de chorro de pared.
La distribución del fluido caliente a los eyectores 200 se puede realizar de manera controlable mediante el uso de válvulas de control. Estos eyectores 200, que son muchos en número y pueden estar hechos de compuestos cerámicos de metal delgado, pueden disponerse como las plumas de un pájaro en el fuselaje 612 y las alas 614, para complementarse entre sí para la entrada de succión/arrastre y para el escape, en chorros de pared que se distribuyen inteligentemente para cubrir una gran área de la aeronave (es decir, escalonados). Debido a que los eyectores 200 de acuerdo con diversas realizaciones pueden tener cualquier forma (rectangular, redonda, en media luna, curvilínea, etc.), cualquier parte de la aeronave puede cubrirse (en lugar de colocar el lado de succión al final del fuselaje de un avión grande, lo que limita su efecto a las condiciones locales y no es efectivo, además de introducir una pieza rotativa grande (rotor/ventilador) que induce limitaciones en las RPM por ruido y eficiencia). Además, en condiciones de números de Reynolds elevados y altas temperaturas de los gases alimentados por la red de distribución a los eyectores 200, las pérdidas son mínimas y un sistema FPS eliminará de hecho las principales piezas rotativas mientras ahorra peso. La red de conductos calientes 616 se puede aislar con material ultraligero y las válvulas se pueden usar para activar y permitir el flujo o denegar el flujo hacia los eyectores 200, donde sea necesario y cuando sea necesario.
Como se ilustra en las Figuras 6-10, una realización incluye uno o más generadores de gas 610a-c conectados de manera fluida con múltiples eyectores 200 que, en una primera configuración mejor ilustrada en las Figuras 7­ 8, están inactivos y dispuestos dentro del interior del fuselaje 612 o el ala 614. Como se ilustra mejor en las Figuras 9-10, los eyectores 200 pueden ser accionados por medios de accionamiento apropiados para emerger del interior del fuselaje 612 o del ala 614 según sea necesario, forzando el flujo del gas producido por el generador de gas 610a-c para arrastrar cantidades masivas de aire y generar regiones de succión sobre la mayor parte del cuerpo de la aeronave. La ventaja particular de esta configuración es que la capa límite se "reenergiza" y se convierte en un chorro que es capaz de producir propulsión. Además, la propulsión ahora está realmente "distribuida" a través de la aeronave, lo que garantiza una eficiencia de propulsión muy grande. Esto, combinado con una alta eficiencia térmica de un generador de gas que tiene al menos una relación de presión de 20:1, hará que la aeronave sea muy eficiente, incluida también la menor resistencia garantizada por la distribución de los eyectores 200.
Si bien se ha ilustrado y descrito la realización preferente de la divulgación, como se indicó anteriormente, se pueden realizar muchos cambios sin apartarse del alcance de la divulgación. Por consiguiente, el alcance de los sistemas y técnicas descritos no está limitado por la descripción de la realización preferente. En su lugar, el alcance de la invención debe determinarse completamente con referencia a las reivindicaciones a continuación.

Claims (6)

REIVINDICACIONES
1. Un vehículo, que comprende:
un cuerpo principal (612);
al menos un ala (614) acoplada al cuerpo principal;
una fuente de fluido comprimido (610a, 610b, 610c) acoplada al cuerpo principal;
primer y segundo propulsores, teniendo cada uno de dichos primer y segundo propulsores una estructura de admisión (206);
cada uno de dichos primer y segundo propulsores en comunicación fluida con la fuente, el primer propulsor acoplado al cuerpo principal y el segundo propulsor acoplado a al menos un ala, estando el primer y segundo propulsores posicionados, cuando están en una primera configuración, de tal manera que al menos una porción de una capa límite producida debido al movimiento del vehículo es ingerida por las estructuras de admisión (206) del primer y segundo propulsores; y
un sistema para proporcionar selectivamente el fluido comprimido al primer y segundo propulsores.
2. El vehículo de la reivindicación 1, en el que, en una segunda configuración, al menos uno del primer y segundo propulsores está completamente alojado dentro de al menos uno del cuerpo principal y la al menos un ala.
3. El vehículo de la reivindicación 1, en el que cada uno del primer y el segundo propulsores comprende: una superficie convexa (204);
una estructura difusora (210) acoplada a la superficie convexa; y
al menos un conducto (203) acoplado a la superficie convexa y configurado para introducir a la superficie convexa el fluido comprimido.
4. El vehículo de la reivindicación 3, en el que, para cada uno del primer y segundo propulsores, la estructura de admisión está acoplada a la superficie convexa (204); en el que la estructura difusora (210) comprende un extremo terminal (101) configurado para proporcionar una salida desde el sistema para el fluido comprimido y la capa límite.
5. El vehículo de la reivindicación 3, en el que la superficie convexa de al menos uno del primer y segundo propulsores incluye una pluralidad de rebajes (221).
6. El vehículo de la reivindicación 1, en el que la estructura de admisión de al menos uno del primer y segundo propulsores es asimétrica.
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