ES2882509T3 - Aeronave equipada con un sistema de deshielo integrado estructuralmente - Google Patents

Abstract

Una aeronave (A) que comprende al menos una pieza componente (1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) provista de medios (S) térmicos de deshielo adecuados para eliminar y/o evitar la formación de hielo en dicha pieza componente, en donde dichos medios (S) de deshielo se integran directamente en la estructura de dicha pieza (1,2, 3, 4, 5, 6, 7, 8), caracterizada por que dichos medios (S) de deshielo comprenden un panel (17) de capas múltiples que tiene una lámina metálica externa (11), que constituye una superficie aerodinámica de dicha parte, y una capa interna (15), todo fabricado en una única pieza con un núcleo (12) trabecular del panel en un único cuerpo, y al menos un tubo (13, 18) para su distribución en el núcleo trabecular a través de una ranura (14) en la capa interna del panel, aire caliente purgado de un compresor (8) del motor de dicha aeronave (A).

Description

DESCRIPCIÓN

Aeronave equipada con un sistema de deshielo integrado estructuralmente

Descripción

La presente invención se refiere a una aeronave equipada con un sistema de deshielo integrado estructuralmente. La presente invención se aplica de forma ventajosa al campo de la aviación civil o militar, así como a aplicaciones de misiles y/o espaciales, para eliminar y/o impedir la formación de hielo en las partes componentes de la aeronave, en particular, pero no exclusivamente, en alas y/o en propulsores y/o en ventiladores de motor de la propia aeronave, a los que la descripción que sigue hará referencia explícita, sin con ello perder su carácter general. En general, en una aeronave algunas partes o áreas, tales como los bordes de ataque del ala, flaps del borde de ataque (slats, ranura, etc.), spoilers, frenos aerodinámicos, bordes de entrada de la toma de aire del motor, paletas del ventilador del motor y/o propulsores, tienen unidades de deshielo o eliminación del hielo montadas con el propósito específico de eliminar y/o impedir la formación de hielo en las partes mismas. Actualmente se conocen y se utilizan ampliamente unidades térmicas de deshielo del tipo que incluyen una variedad de subsistemas complejos que incluyen tubos de distribución de aire caliente, refuerzos y sujeciones para sostenerlos, conexiones, toberas, sistemas de recuperación y similares, adecuados para unirse firmemente a la estructura primaria de un ala por medio de remachado, adhesión o soldadura.

Esta multitud de componentes discretos simplemente aumenta los costes de la aeronave, así como la complejidad y el tiempo del mantenimiento correspondiente.

Las comprobaciones de control necesarias producen un aumento adicional de los costes operativos y reducen la vida operativa de la aeronave.

Además, esta configuración muy compleja de múltiples componentes no siempre optimiza la fuerza del fluido del aire caliente de deshielo: muy frecuentemente, hay sistemas ineficientes con una eficacia térmica baja, que fuerza la entrada de más aire caliente para la purga del motor, reduciendo sus rendimientos. Un último inconveniente de este sistema es obviamente el peso añadido a la aeronave, que se resta de la carga útil.

Específicamente, el amplio estado de la técnica concerniente a los sistemas de deshielo comprende los siguientes documentos de patente: US-1703612, concedida a Corusso, describe cómo el gas expulsado de los motores de un biplano puede utilizarse como un sistema de deshielo si se pasa por dentro de las alas, actuando también como silenciador, eliminando el ruido de los gases de escape;

US-1879717, concedida a Sikorski, a partir de cuyos dibujos es evidente que se pretende utilizar el sistema neumático integrado no solo para el movimiento de las superficies móviles, sino también para romper el hielo o el deshielo;

US-2328079, concedida a Goodman, propone utilizar elementos inflables para fijarlos al borde de ataque, inflados por medio del aire caliente de los gases de escape, que impiden la formación de hielo;

US-2390093, concedida a Murray, utiliza un borde de ataque poroso a través del cual fluye externamente fluido de deshielo sobre la superficie aerodinámica, impidiendo de este modo la formación de hielo;

US-2447095, concedida a Schmidt, introduce por primera vez un sistema térmico de deshielo que consiste en tubos que transportan aire caliente hasta la superficie interior del panel, posiblemente perforado;

US-2470128, concedida a Barrick, describe una técnica de construcción para un borde de ataque con tubos en su interior, lo que facilita el recorrido forzado del aire cerca de la lámina exterior. La solución utiliza muchas secciones corrugadas preformadas;

US-2478878, concedida a Smith, describe un sistema térmico de deshielo compuesto de conductos que se remachan para crear los intersticios necesarios para calentar la lámina exterior. El ensamblaje consiste en muchos componentes;

US-2556736 concedida a Palmatier describe un sistema de deshielo para estructuras giratorias, tales como aspas de helicóptero o similares. La estructura se compone de pasos y conductos de aire que siempre se fijan mediante remaches a la estructura de soporte con un aumento de peso, un aumento de los costes de mantenimiento y del tiempo pertinente;

US-2737874, concedida a Gallay, propone también un sistema de calefacción y ventilación para las alas y otras partes de la aeronave por medio de conductos, que también pueden llevar a cabo un acondicionamiento del aire variando su temperatura;

US-4615499, concedida a Knowler, propone un sistema térmico de deshielo con tubos telescópicos para las aletas auxiliares móviles de una aeronave comercial;

US-4741499, concedida a Rudolph, propone un sistema térmico de deshielo para calentar el borde del ala junto con el sistema de generación de aire caliente, de forma eléctrica tanto como mecánica, tomando aire de compresores o de una cámara de combustión adecuada;

US-4752049, concedida a Cole, describe un sistema de deshielo para un slat térmico que utiliza una cámara de intercambio de calor que almacena aire caliente y lo dispersa calentando la lámina exterior del slat, y al hacerlo, también descongela las partes detrás de ella;

US-5011098, concedida a McLaren, describe un diseño particular de un sistema de deshielo y su método de fabricación pertinente mediante conformado con prensa. El sistema es un sistema térmico con múltiples conductos que introducen aire caliente y lo distribuyen en la pared interior de la lámina metálica, calentándola. El método de fabricación asegura la ausencia de remaches o adhesión;

US-5114100, concedida a Rudolph, describe un sistema para los bordes de ataque del ala de una aeronave en el que el aire caliente se transporta a través de tubos hacia las cavidades del panel, y desde allí se saca hacia el exterior para controlar el flujo laminar; aunque aprovecha la conductividad del panel, esta patente no integra el sistema en las estructuras primarias, y no resuelve el problema de las conexiones de múltiples partes, con aumentos consiguientes en los costes de producción y mantenimiento;

GB 2319943, concedida a Rauch, propone un sistema eléctrico de deshielo en donde tiras conductoras se unen mediante adhesión sobre la estructura primaria y que, al calentarse, provocan la fusión del hielo o impiden su formación. Hoy día, esta solución no es aplicable en aeronaves de grandes dimensiones debido a la enorme cantidad de energía eléctrica requerida;

US-8146866, concedida a Tenebre, ilustra un método que utiliza ultrasonido generado por una red o malla de elementos piezoeléctricos para crear ondas que evitan o eliminan el hielo acumulado en el borde de ataque del ala;

US-0181093, concedida a Nobuo, utiliza un generador de ondas para crear ondas de presión delante de la aeronave que solidifican las gotículas de agua difundidas antes de que impacten en la lámina metálica.

US-A1-2005/0234 12 describe una aeronave según el preámbulo de la reivindicación 1.

Es importante subrayar que ninguno de los documentos de patentes anteriores describe sistemas de deshielo que se integren directamente en la estructura primaria y aerodinámica de la aeronave, en una única pieza sólida, sin necesidad de conformación, remachado, adhesión, etc., que lleven a un aumento considerable no deseado de los costes de producción y gestión de la aeronave, así como a una elevada complejidad y duración del mantenimiento correspondiente.

Por lo tanto, el objeto de la presente invención es proporcionar una aeronave equipada con un sistema de deshielo capaz de eliminar los inconvenientes de la técnica anterior descritos anteriormente.

La aeronave de la invención se define en la reivindicación 1.

Las características estructurales y funcionales de la presente invención y sus ventajas, en comparación con la técnica anterior conocida, serán aún más claras y más evidentes a partir de las reivindicaciones que siguen y, en particular, a partir de una explicación de la siguiente descripción, hecha con referencia a los dibujos en las Figuras 1 a 15 adjuntas.

Con referencia particular a la Figura 1 adjunta, se muestra una aeronave, y las partes estructurales que la componen se designan con los números de referencia 1-7, en donde es posible disponer un sistema de deshielo directamente integrado en las partes mismas: 1, 2 y 3 se refieren tanto a la posición fija como a la extensible del borde de ataque (flaps del borde de ataque) del ala. Esto es posible gracias a la integración en el panel estructural de conductos que transportan aire caliente; 4 indica un posible punto de aplicación del estabilizador en el borde de ataque, mientras que 5 indica otro posible punto situado en el borde de ataque de la aleta; 6 indica un dispositivo de winglet totalmente intercalado con un núcleo de estructura trabecular que integra dentro de la misma los conductos de deshielo; por último, 7 indica la parte posterior del ala como una posible ubicación de un sistema de deshielo.

Según la alternativa que se muestra en la Figura 2, se propone otra parte de la aeronave A en la que el sistema de deshielo puede integrarse directamente, esto es, en un motor M de la propia aeronave. De este modo, un sistema de deshielo no añade peso a la estructura de la aeronave y se evitan complicaciones en la forma; por lo tanto, puede instalarse sea en las barquillas del motor como se muestra en 8 o en el borde de ataque de la toma de aire, o también integrarse directamente dentro de la estructura del ventilador como se muestra en 9 y 10. Por lo tanto, es posible obtener un ventilador o una pala de propulsor fabricada completamente mediante fabricación aditiva que incorpore un sistema de deshielo en los mismos.

Según muestran las Figuras 3 a 6, el sistema S de deshielo de la aeronave comprende: una lámina metálica externa 11 que constituye la superficie aerodinámica de la propia aeronave A fabricada en una única pieza con el núcleo 12 de panel de capas múltiples, un único tubo 13 que transfiere el aire caliente purgado del compresor del motor y lo distribuye a la espuma no estocástica a través de la ranura 14, la capa 15 dentro del panel de capas múltiples que también se fabrica íntegramente en un único componente, la capa externa 16, el panel 17 de capas múltiples, la ranura 18 de la entrada de aire caliente, el conducto 19 que transporta el mismo aire caliente desde la fuente y la capa interna 20 del panel de capas múltiples. En la Figura 4 se incluyen flechas para explicar el recorrido del aire caliente del sistema: el flujo de aire pasa a través del tubo central y luego entra en el núcleo trabecular a través de la ranura 18 o a través de orificios adecuados (no mostrados), seguidamente pasa dentro de las trabéculas y entra en la estructura del ala hasta el extremo del panel curvado, ahora enfriado.

La Figura 5 muestra una variante del sistema S que utiliza, en vez de un único tubo, múltiples tubos de transporte. Esta solución puede también fabricarse en un único componente y tiene como ventaja que el aire pasa selectivamente por dentro de uno de los tubos, de número variable para optimizar el deshielo al localizarlo solamente cuando sea necesario: tal alternativa comprende la capa externa 21, el núcleo trabecular 22 con una estructura celular, mientras que el 23 se refiere a uno de los tubos que puede tener secciones diferentes de las previstas, otro tubo 24 siempre integrado en la estructura con un único componente y de forma y tamaño diferentes, también con desarrollo vertical, la ranura 25 de entrada de aire que puede estar compuesta de una serie de orificios pequeños y la estructura 26 dentro del panel multifunción.

La Figura 6 muestra los componentes que se exponen en la Figura 5 en sección transversal: la capa externa 27 del panel, el núcleo trabecular 28, un primer tubo 29 y un segundo tubo 30 de los tubos integrados en la parte interior del panel.

Es importante señalar, como también se destaca en 31, que tales tubos pueden tener formas y tamaños distintos y que también pueden variar en longitud para optimizar la energía de deshielo de la estructura multifunción donde se requiera; el punto 32 destaca también la parte plana dentro del panel multifunción y de capas múltiples.

Como se muestra en la Figura 7, se ilustra un detalle de la estructura multifunción anterior: 33 se refiere a la capa externa del panel intercalado que también actúa como una superficie aerodinámica y, en cambio, 34 se refiere a la estructura interna, mostrada aquí como una estructura abierta de cuerpo central. Las referencias 35 y 36 ilustran los tubos de transporte de aire caliente conectados al área de las estructuras trabeculares a través de los orificios 37 y 38.

La Figura 8 muestra una sección transversal del detalle de la Figura 7, donde 39 muestra las uniones ininterrumpidas entre la estructura trabecular y la superficie externa fabricadas en un único elemento sin soldadura ni adhesión. Cabe señalar que la forma de las celdas a las que se hace referencia en 40 puede tener geometría y dimensiones variables. 41 se refiere al orificio de salida del aire caliente del tubo a la estructura celular, que también puede sustituirse por una ranura. 42 se refiere a un tubo de transporte y 43 se refiere a la continuidad entre el tubo y la estructura propiamente dicha para aumentar las propiedades mecánicas y termodinámicas del sistema.

Las Figuras 9 a 14 muestran algunas de las estructuras celulares propuestas para la ejecución de las partes del sistema mencionadas anteriormente: La Figura 9 representa un tetradecaedro o estructura de o Kelvin, la Figura 10 es un cubo de cuerpo centrado, la Figura 11 es una composición de estructuras cúbicas anidadas, la Figura 12 es una estructura cúbica con caras centradas, la Figura 13 se forma a partir de un cubo de cuerpo centrado en el cual, por motivos tecnológicos, se han borrado las barras horizontales, la Figura 14 muestra una estructura cúbica de cuerpo centrado sin barras de enmarcado.

Por último, la Figura 15 ilustra el proceso de producción seleccionado que permite construir la o las partes componentes de la aeronave A en una única pieza: dentro de una cámara de fabricación, una cuchilla raspadora o rodillo arrastra el polvo desde un tanque hasta una mesa de fabricación móvil; un láser o haz de electrones, desviado adecuadamente, funde de forma selectiva una sección del componente (por ejemplo, las capas externas, los tubos y el núcleo celular), después de fundirse, la tabla se baja y se distribuye una nueva capa de polvo, que se funde de nuevo de forma selectiva.

Por lo tanto, la presente invención resuelve el problema del purgado excesivo de aire caliente del compresor del motor de la turbina, permitiendo una reducción superior al 30 %. Este purgado es necesario para evitar la formación de hielo en los bordes de ataque de las superficies aerodinámicas de la aeronave.

Además, se utilizan estructuras celulares no estocásticas de celda abierta y cerrada para llevar a cabo al mismo tiempo funciones estructurales y de deshielo dentro de un panel intercalado; al ser una única pieza que puede montarse directamente en la aeronave gracias a la elección de la tecnología constructiva, se reduce el número de partes; los problemas de estructuras y sistemas de acoplamiento por medio de adhesión remachado o soldadura se eliminan o reducen drásticamente al mínimo, y los consumos se reducen significativamente.

Sin embargo, cabe destacar una eficacia térmica, gracias a la turbulencia creada adecuadamente a través de los pasos dentro de la estructura celular, lo que maximiza el intercambio de calor del aire caliente con la superficie exterior; una eficacia estructural: al integrar todo el sistema (también tubos colectores) en la estructura se obtiene una reducción de peso significativa; una mejora estructural a la fatiga eliminando remaches, soldaduras o adhesiones; una mejora aerodinámica eliminando el remachado externo; la reducción de los Números de partes que permiten un montaje y mantenimiento más simplificados y más rápidos; permite diferentes versiones con diferentes configuraciones de deshielo que pueden montarse de forma totalmente intercambiable dependiendo del trayecto recorrido para minimizar el aire purgado y el peso del sistema; el proceso de fabricación seleccionado, un lecho de polvo con la técnica de fabricación aditiva (FA), permite la creación de estructuras sólidas trabeculares mezcladas en un único componente; por consiguiente se cancelan los costes de los controles posteriores a la soldadura/soldadura fuerte, así como de desechos; el proceso tiene un impacto medioambiental reducido: al fundir únicamente el material requerido (aluminio o aleaciones de titanio en caso de aplicaciones de alto rendimiento) se evitan los residuos por eliminación de esquirlas. Además, las partes no conformes, que no estén contaminadas, pueden atomizarse de nuevo con gas para generar nuevo polvo; con respecto a las aplicaciones en ventiladores y propulsores, se elimina la energía eléctrica requerida para el deshielo, con una ventaja importante del sistema (sin contactos deslizantes); se eliminan los costes de herramientas para las técnicas de conformado con prensa que existen actualmente en la mayoría de los sistemas de deshielo; se eliminan los efectos de escala, lo que hace prácticamente posible cambiar la geometría del panel sin aumentar sus costes: de este modo, incluso series pequeñas de aeronaves (Aviación General) que ahora no pueden beneficiarse de un sistema térmico de deshielo por problemas de coste, podrían beneficiarse del mismo.

Claims (10)

1. REIVINDICACIONES

   i. Una aeronave (A) que comprende al menos una pieza componente (1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) provista de medios (S) térmicos de deshielo adecuados para eliminar y/o evitar la formación de hielo en dicha pieza componente, en donde dichos medios (S) de deshielo se integran directamente en la estructura de dicha pieza (1,2, 3, 4, 5, 6, 7, 8), caracterizada por que dichos medios (S) de deshielo comprenden un panel (17) de capas múltiples que tiene una lámina metálica externa (11), que constituye una superficie aerodinámica de dicha parte, y una capa interna (15), todo fabricado en una única pieza con un núcleo (12) trabecular del panel en un único cuerpo, y al menos un tubo (13, 18) para su distribución en el núcleo trabecular a través de una ranura (14) en la capa interna del panel, aire caliente purgado de un compresor (8) del motor de dicha aeronave (A).
2. 2. Una aeronave según la reivindicación 1, en donde dicha pieza (1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) comprende un borde de ataque fijo o extensible de un ala (1, 2, 3).
3. 3. Una aeronave según la reivindicación 1, en donde dicha pieza (1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) comprende un borde de ataque de un estabilizador (4).
4. 4. Una aeronave según la reivindicación 1, en donde dicha pieza (1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) comprende un borde de ataque de una aleta (5).
5. 5. Una aeronave según la reivindicación 1, en donde dicha pieza (1,2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) comprende un winglet (6). 6. Una aeronave según la reivindicación 1, en donde dicha pieza (1, 2, 3, 4, 5,
6. 6, 7, 8) comprende una superficie superior o parte posterior (7) de un ala.
7. 7. Una aeronave según la reivindicación 1, en donde dicha pieza (1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8) comprende una parte de un grupo motor (8) de dicha aeronave (A).
8. 8. Una aeronave según la reivindicación 7, en donde dicha parte comprende una barquilla de dicho grupo motor (8).
9. 9. Una aeronave según la reivindicación 7, en donde dicha parte comprende un borde de ataque de una toma (9) de aire de dicho grupo motor (8).
10. 10. Una aeronave según la reivindicación 7, en donde dicha parte comprende un ventilador (10) de dicho grupo motor (8).