ES2980451T3 - Sistema de gestión de energía para una aeronave - Google Patents

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Abstract

La invención proporciona un sistema de gestión de energía para una aeronave (10) que comprende: un sistema de gestión de aire (1) que utiliza un sistema de purga de aire (2) y/o un compresor eléctrico (3) para suministrar aire comprimido a los consumidores de aire (5), una unidad de rotor de punta de ala (11), y una unidad de control de gestión de energía (9) configurada para recibir una entrada relativa a la condición de vuelo y de funcionamiento de la aeronave, y hacer funcionar selectivamente la unidad de rotor de punta de ala (11) según un modo de funcionamiento: modo de mínima resistencia, modo de hélice y modo de turbina. En el modo de mínima resistencia, las palas (16) están girando o bloqueadas en su posición. En el modo de hélice, se suministra energía eléctrica al generador (15) de la unidad de rotor de punta de ala (11) para hacer girar las palas con el fin de proporcionar empuje a la aeronave (10). En el modo de turbina, la rotación de las palas (16) suministra energía a la aeronave (10) y/o al compresor eléctrico (3) del sistema de gestión de aire (1). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de gestión de energía para una aeronave
Campo técnico de la invención
La presente invención se refiere al campo del sistema de gestión de energía de una aeronave, y a su relación con un sistema de distribución de aire, neumático y eléctrico. Particularmente, la invención se refiere a la provisión de un rotor de vórtice de punta de ala en una aeronave equipada con un sistema de purga híbrido (neumático y eléctrico), adaptado para suministrar aire comprimido (proveniente del sistema de purga y/o de un compresor eléctrico) a los equipos consumidores de aire de la aeronave.
El objeto de la invención es proporcionar un sistema de gestión de energía adaptado para hacer funcionar un rotor de vórtice de punta de ala en diferentes modos operativos dependiendo tanto de la condición operativa de la aeronave como de la condición de vuelo de la aeronave.
Una aeronave equipada con un sistema de purga híbrido se conoce a partir del documento EP2557038 A2. Una aeronave equipada con rotores de vórtice de punta de ala se conoce a partir del documento US2016376918 A1.
Antecedentes de la invención
Sistema de distribución de aire en una aeronave
En los motores de turbina de gas, el aire se toma normalmente desde las etapas del compresor aguas arriba de la cámara o las cámaras de combustión de combustible. Una vez tomado, este aire de purga se canaliza desde dichas etapas de compresor del motor a diversas ubicaciones en el interior de la aeronave mediante un sistema de gestión de aire que comprende, a su vez, una red de conductos, válvulas y reguladores. Por consiguiente, dichos medios de canalización deben adaptarse para soportar la elevada temperatura y la elevada presión del aire de purga. Debido a su elevada temperatura y elevada presión, este aire de purga se usa para operar equipos consumidores de aire, tales como las máquinas de ciclo de aire del sistema de control ambiental (ECS), el sistema antihielo de ala (WAIS) y otros elementos consumidores de aire menores. Dependiendo de los valores nominales del motor y de los requisitos del elemento consumidor de aire a alimentar, debe gestionarse un amplio intervalo de presiones y temperaturas, lo que conlleva diferentes costes de energía, por ejemplo, el aire acondicionado (es decir, el ECS) es accionado por la presión disponible, y el WAIS es accionado por la temperatura disponible.
Las arquitecturas clásicas de los sistemas de purga de aire extraen aire de purga desde el compresor de turbina de gas en dos etapas diferentes a través de puertos respectivos. Uno de estos puertos está situado en una etapa de compresor intermedia-baja (el denominado puerto intermedio, 'IP'), mientras que el segundo puerto está situado en una etapa de compresor intermedia-alta (el denominado puerto alto, 'HP'). Estos dos puertos permiten extraer el aire de purga bajo diferentes condiciones nominales del motor.
Estas arquitecturas clásicas podrían experimentar fugas, lo que potencialmente podría conducir a problemas durante la operación de la aeronave. Debido a su efecto inherente en el rendimiento global, deben instalarse medios de detección a lo largo de toda la ruta de los canales, y deben instalarse también arquitecturas a prueba de fallos con el fin de aislar diferentes zonas de la aeronave una vez detectada una fuga en los conductos.
Además, del estado en tierra al estado en vuelo, las condiciones del aire exterior cambian drásticamente. El sistema de gestión de aire a bordo debe compensar esto regulando el purgado de aire desde cada uno de los dos puertos (puertos IP o HP). Por lo tanto, el sistema de gestión de aire global (que se basa exclusivamente en el aire de purga) debe dimensionarse para operar en cualquier fase de vuelo planificada, lo que implica una pérdida de energía significativa durante las fases de despegue/ascenso y descenso/espera. Los detalles de esta pérdida de energía pueden observarse en la Figura 1, donde se representa un suministro de potencia al sistema (7.1) de purga de aire IP - HP convencional en comparación con la potencia (7.2) requerida por los elementos consumidores de aire a lo largo de las diferentes fases (7.3) de vuelo experimentadas en una misión completa. Las pérdidas máximas de energía (7.4) son notables en las fases de despegue/ascenso y descenso/espera mencionadas.
En los modelos de aeronave nuevos y futuros (específicamente en aquellos con motores de relación de derivación ultra alta (UHBR) que proporcionan temperaturas de puerto HP más altas con presiones de "puerto de ventilador" más bajas), los problemas anteriores se acentúan. Por estas razones, se ha desarrollado un sistema de purga híbrido. Este sistema híbrido tiene en cuenta los parámetros de vuelo con el fin de alimentar de manera selectiva los equipos consumidores de aire mediante el sistema de purga de aire tradicional y/o mediante compresores eléctricos adicionales. El principal beneficio de este sistema híbrido es que los puertos HP de purga del motor pueden eliminarse, de manera que la temperatura y la presión máximas del aire de purga se reducen por diseño, y el sistema de purga puede simplificarse de manera significativa. El inconveniente de esta arquitectura es que debe extraerse energía eléctrica adicional desde los motores para hacer funcionar los compresores eléctricos adicionales. Los detalles de este sistema de purga híbrido pueden observarse en la Figura 2 y la Figura 3.
Sistema de gestión de energía de una aeronave
El uso de turbinas de punta de ala ha sido objeto de estudio desde finales de la década de 1980 debido a sus potenciales beneficios. Estos estudios se centraron principalmente en turbinas que operaban en dos modos: giratorio y fijo. El modo operativo de turbina giratoria mostró una recuperación de la energía del vórtice generado en la punta del ala, transformando la misma en energía eléctrica que puede usarse en la aeronave, mientras que el modo operativo de turbina fija mostró una reducción de la resistencia aerodinámica al aliviar este vórtice.
Otros desarrollos basados en estas turbinas de punta de ala demostraron que estas turbinas eran capaces de recuperar energía en condiciones de emergencia, proporcionando de esta manera funcionalidades similares a las de la RAT (turbina de aire de impacto). Estas turbinas requieren unos costes de mantenimiento aproximadamente un 25% inferiores a los costes de mantenimiento de la RAT, y conllevan un menor peso que el sistema RAT en condiciones de potencia ISO.
Estos estudios previos mostraron beneficios significativos para un tipo de aeronave pequeño, sin embargo, se centraron en modelos de aeronaves más grandes, ya que fueron el desarrollo más cercano capaz de implementar los cambios arquitectónicos requeridos. En ese momento, los beneficios no se consideraron suficientes para compensar los riesgos, y dichos estudios se suspendieron.
Por lo tanto, existe la necesidad en la industria aeroespacial de proporcionar un nuevo dispositivo de turbina de punta de ala que ofrezca claros beneficios para la operatividad de una aeronave equipada con un sistema de purga híbrido que satisfaga los requisitos de los elementos consumidores de aire con la energía óptima extraída desde los motores de turbina de gas.
Sumario de la invención
La presente invención supera los inconvenientes indicados anteriormente mediante la provisión de un sistema de gestión de energía para una aeronave que, al estar adaptado para operar en diferentes modos, es capaz de recuperar la energía del vórtice de la punta del ala, reducir la resistencia aerodinámica inducida y generar empuje, dependiendo de las condiciones operativas y de vuelo de la aeronave.
En un primer aspecto inventivo, la invención proporciona un sistema de gestión de energía para una aeronave, según la reivindicación 1.
La invención proporciona un nuevo sistema de gestión de energía que mejora la operación global de la aeronave en cada uno de los modos operativos de la unidad de rotor de punta de ala.
En el modo turbina, el sistema de gestión de energía puede satisfacer la necesidad adicional de energía eléctrica para hacer funcionar los compresores eléctricos del sistema de purga híbrido, sin extraer esta energía desde los motores principales.
Esta capacidad de proporcionar energía puede usarse en condiciones de emergencia, permitiendo la eliminación de la RAT, lo que elimina la necesidad de su instalación en la aeronave y sus costes de mantenimiento recurrentes, al mismo tiempo que contribuye a una reducción de peso en la aeronave. Cabe señalar que uno de los beneficios de estos sistemas es la eliminación del sistema de extracción/retracción, la estructura y los refuerzos estructurales, y la gestión de los modos de fallo asociados, así como la redundancia añadida.
En el modo propulsor, el sistema de gestión de energía es capaz de producir empuje en condiciones simétricas o asimétricas, siempre y cuando la unidad de rotor de punta de ala esté instalada y funcionando en una o ambas puntas de ala de la aeronave. Además, este empuje puede generarse en la dirección de vuelo o contra la misma. En este último caso, podría minimizarse el requisito de la unidad reversora de empuje (TRU). Además, este empuje ofrece la oportunidad de mejorar el control lateral de la aeronave (movimiento de guiñada), lo que conduciría también a una posible reducción del plano de cola vertical (VTP) y del timón.
En el modo resistencia aerodinámica mínima, el sistema de gestión de energía es capaz de recuperar parte de la energía desde el vórtice de la punta del ala reduciendo la resistencia aerodinámica inducida vinculada al vórtice de estela. En este modo, las palas pueden bloquearse en una posición en el sentido de las agujas del reloj en una posición de ángulo de inclinación preestablecida, o pueden girar a una velocidad preestablecida para maximizar la reducción de la resistencia aerodinámica inducida.
La invención genera otros beneficios significativos para la aeronave, tal como una reducción del consumo de combustible debido a la mejora en la eficiencia del motor, y la reducción del peso máximo de la aeronave sin combustible y la resistencia aerodinámica.
Además, la invención permite la integración de motores avanzados (turboventiladores UHBR) en aeronaves equipadas con un sistema de purga híbrido (WAIS eléctrico y APU sin purga).
En un segundo aspecto inventivo, la invención proporciona un método para suministrar energía a una aeronave, según la reivindicación 12.
En un tercer aspecto inventivo, no cubierto por las reivindicaciones adjuntas, se define una aeronave que comprende un sistema de gestión de energía según cualquiera de las realizaciones del primer aspecto inventivo.
En un cuarto aspecto inventivo, no cubierto por las reivindicaciones adjuntas, se define un aparato de procesamiento de datos que comprende medios para llevar a cabo el método según cualquiera de las realizaciones del segundo aspecto inventivo.
En un quinto aspecto inventivo, no cubierto por las reivindicaciones adjuntas, se define un programa informático que comprende instrucciones que, cuando el programa es ejecutado por un ordenador, causan que el ordenador lleve a cabo el método según cualquiera de las realizaciones del segundo aspecto inventivo.
Descripción de los dibujos
Estas y otras características y ventajas de la invención se entenderán claramente en vista de la descripción detallada de la invención que se hace evidente a partir de una realización preferida de la invención, proporcionada solo a modo de ejemplo y sin limitarse a la misma, con referencia a los dibujos.
Figura 1 Esta figura muestra un gráfico esquemático de un suministro de potencia al sistema de purga de aire IP, HP convencional en comparación con la potencia requerida por los elementos consumidores de aire.
Figura 2 Esta figura muestra una representación esquemática de una aeronave con un sistema de gestión de aire (basado en un sistema de purga híbrido) según la invención.
Figura 3 Esta figura muestra una arquitectura esquemática del sistema de purga de aire del sistema de gestión de aire de la invención.
Figura 4 Esta figura muestra una representación esquemática de un perfil de misión de una aeronave usando el sistema de gestión de aire de la invención a lo largo de las fases de vuelo.
Figura 5 Esta figura muestra una representación esquemática de la unidad de rotor de punta de ala de la invención en los estados giratorio y fijo. El estado giratorio puede corresponder al modo operativo de propulsor o de turbina, y el estado fijo corresponde al modo operativo de resistencia aerodinámica mínima.
Figura 6 Esta figura muestra una representación esquemática del sistema de gestión de energía de la invención.
Descripción detallada de la invención
Tal como apreciará una persona experta en la técnica, los aspectos de la presente invención pueden llevarse a la práctica como un sistema de gestión de energía, un método para suministrar energía a una aeronave, un aparato de procesamiento de datos, un programa informático o una aeronave.
La Figura 1 representa un gráfico esquemático de un suministro de potencia al sistema (7.1) de purga de aire IP - HP convencional en comparación con la potencia (7.2) requerida por los elementos consumidores de aire a lo largo de un vuelo completo.
El gráfico compara la potencia (7.2) requerida por los elementos consumidores de aire en kW frente a la potencia (7.1) suministrada por el sistema de purga de aire IP - HP convencional (también en kW). Superpuesta a las gráficas anteriores, hay una vista general de las fases (7.3) de vuelo por las que pasa la aeronave en un vuelo completo, en particular tomando como referencia la altitud para situar la aeronave en cada una de dichas fases de vuelo.
En este perfil de misión ejemplar, hay una discrepancia entre la potencia suministrada por el sistema de purga de aire convencional y la requerida por los elementos consumidores de aire, tanto al comienzo como al final del vuelo, es decir, cuando la aeronave está en tierra o cerca de la misma por debajo de una determinada altitud de vuelo.
El eje de la ordenada izquierda del gráfico indica la potencia (en kW), mientras que el eje de la ordenada derecha indica la altitud de vuelo (en metros).
El eje de abscisas se refiere al tiempo de vuelo (en minutos). La Figura 2 muestra una representación esquemática de una aeronave (10) que comprende el sistema (1) de gestión de aire de la invención.
El sistema (1) de gestión de aire comprende un sistema (2) de purga de aire que extrae aire desde un puerto (2.1) IP del motor (4) de turbina de gas, que está en conexión de fluido con los paquetes (5.1) de aire acondicionado del ECS o con los paquetes (5.2) de máquina de ciclo de vapor, que necesitan una presión de aire más baja que los paquetes (5.1) de aire acondicionado convencionales.
El sistema (1) de gestión de aire comprende además dos compresores (3) eléctricos posicionados en el interior del carenado ventral de la aeronave (10), junto con los paquetes (5.1) de aire acondicionado o los paquetes (5.2) de máquina de ciclo de vapor del ECS.
Tradicionalmente, el puerto (2.1) de purga IP está también en comunicación de fluido con el WAIS (5.3) con el fin de transportar aire presurizado al mismo. Sin embargo, en realizaciones particulares, el WAIS (5.3) puede ser eléctrico, por lo que ya no se necesitan los conductos tradicionales para transportar aire presurizado. En su lugar, debe implementarse la conexión de cableado.
El sistema (1) de gestión de aire de la invención permite además eliminar el conducto de purga de APU tradicional, normalmente necesario para conectar la APU (6) con el WAIS (5.3) y los paquetes (5.1) de aire acondicionado/paquetes (5.2) de máquina de ciclo de vapor para proporcionar energía neumática o eléctrica a los mismos. Ahora, este sistema (1) de gestión de aire ya no necesita el modo neumático APU. Solo se usa el modo eléctrico para suministrar energía al compresor (3) eléctrico y a otros elementos consumidores de energía, tales como las baterías o el WAIS (5.3) eléctrico.
El sistema (1) de gestión de aire comprende además una unidad (8) de control de gestión de aire conectada eléctricamente tanto al sistema (2) de purga de aire como al compresor o los compresores (3) eléctricos para operar los mismos de manera selectiva en base a la altitud de vuelo de la aeronave. En particular, la unidad de control de gestión de aire está conectada eléctricamente a algunas válvulas del sistema (2) de purga de aire para permitir que el aire de purga proveniente desde el único puerto pase a través de la misma o se corte o se reduzca su caudal.
La Figura 3 representa una arquitectura esquemática del sistema de purga híbrido de la invención. El sistema de purga híbrido se representa sobre un sistema de purga de aire convencional en el que los elementos que ya no son necesarios están tachados.
En comparación con el sistema de purga de aire convencional, puede verse que el puerto (2.2) HP (es decir, el puerto situado en una etapa de compresor superior) ya no se usa. De esta manera, las secciones de los conductos (2.2.1) AP y las válvulas relacionadas (la válvula (2.5) de sobrepresión (OPV) y la válvula (2.6) de alta presión (HPV)) ya no son necesarias. Específicamente, el OPV (2.5) ya no es necesario, ya que la presión máxima del puerto IP permanece por debajo de 6,21 bar (90 psig). en la presente invención, y el HPV (2.6) puede suprimirse también, ya que el aire extraído desde el puerto (2.1) IP restante no alcanza una temperatura y presión tan elevadas.
El aire extraído desde el puerto (2.1) IP restante se controla mediante la válvula (‘PRV’) reguladora de presión. La válvula ('IPCV') interpuesta entre el puerto IP y el punto de unión donde anteriormente se unían el conducto IP y el conducto HP (para evitar, entre otras cosas, un flujo inverso) sigue siendo aplicable para cerrar el flujo de aire extraído desde el puerto (2.1) IP restante. Sin embargo, en realizaciones particulares, el IPCV puede eliminarse, ya que no existe el riesgo de flujo inverso en el puerto IP de aire proveniente desde el puerto HP que tenían los esquemas neumáticos de la técnica anterior.
Solo se aprecia un puerto, el puerto (2.1) IP que proviene de la etapa de compresor del motor (4) de turbina de gas. Además, hay un tercer puerto (2.3) en comunicación de fluido con el ventilador, diseñado específicamente para extraer aire de enfriamiento desde el mismo y dirigirlo a un pre-enfriador (2.4). Debido a que el aire que llega al pre-enfriador (2.4) desde el lado caliente (es decir, desde el conducto IP) no es tan caliente como con el puerto (2.2) HP convencional del sistema de purga de aire, el pre-enfriador está diseñado específicamente para operar con el aire de purga extraído desde el único puerto (es decir, el puerto IP). Esto implica una reducción de aproximadamente el 50% del tamaño del pre-enfriador.
Una vez que el aire comprimido IP se ha enfriado en el pre-enfriador (2.4), se dirige a los elementos (5) consumidores de aire, tal como indica la flecha. Cabe señalar que, aunque solo se representan el WAIS (5.3) y el ECS (5.1,5.2) como elementos (5) consumidores de aire, pueden usarse otros elementos consumidores de aire menores, tales como el sistema de inertización del tanque de combustible, el sistema de arranque del motor, el agua y los desechos, y/o la presurización de los depósitos hidráulicos.
Cabe señalar que el presente sistema (1) de gestión de aire regula el aire transportado a aproximadamente 80°C -100°C, lo cual es contrario a la regulación de temperatura actual (sistemas de purga IP - HP) a 200°C.
Además, la ubicación del único puerto (2.1) (puerto IP) se reduce en 2-3 etapas debido al requisito de baja presión de los paquetes (5.2) de máquina de ciclo de vapor por encima de 457 m (1.500 pies), aunque no se muestra en el presente documento con propósitos ilustrativos.
La Figura 4 representa un perfil de misión de aeronave ejemplar usando el sistema (1) de gestión de aire de la invención a lo largo de las fases de vuelo. Si el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire, se representa en línea continua. Por otra parte, cuando el sistema (2) de purga de aire suministra exclusivamente aire comprimido al por lo menos un elemento consumidor de aire, se representa en línea discontinua.
Cabe señalar que, con propósitos ilustrativos, no se muestra ninguna superposición entre la operación del sistema (2) de purga de aire y la operación del al menos un compresor (3) eléctrico, pero esta situación de superposición es interesante en la interfase cuando se conmuta la fuente (2, 3) de aire comprimido.
Según la invención, los criterios seguidos por la unidad (8) de control de gestión de aire para operar el sistema (2) de purga de aire y/o el al menos un compresor (3) eléctrico tras recibir la altitud de vuelo de la aeronave (o la fase de vuelo predefinida correspondiente) se resumen de la siguiente manera:
- por debajo de una altitud predeterminada, preferiblemente 4.572 m (15.000 pies).
<o>en el rodaje, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire;
<o>en el despegue, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire;
<o>en el ascenso, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire hasta la altitud predeterminada;
- por encima de la altitud predeterminada:
<o>todavía en el ascenso, el sistema (2) de purga de aire suministra exclusivamente aire comprimido al por lo menos un elemento (5) consumidor de aire;
<o>en crucero, el sistema (2) de purga de aire suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire; y
- una vez terminada la fase de crucero:
<o>en el descenso, espera y aterrizaje, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire.
En otras palabras, a medida que la aeronave (10) pasa de una fase a otra, la unidad (8) de control de gestión de aire recibe la entrada correspondiente y opera la fuente de aire comprimido correspondiente (sistema (2) de purga de aire y/o compresor (3) eléctrico) a través de las válvulas correspondientes o directamente mediante el compresor eléctrico.
Tal como se ha indicado ya, debido a que el sistema (2) de purga de aire opera exclusivamente en condiciones favorables desde el punto de vista del coste energético (gran altitud y velocidad relativamente elevada), la arquitectura del sistema (2) de purga de aire está dimensionada según las condiciones de vuelo de la fase de crucero, que abarca la mayor parte del vuelo.
Las fases de vuelo de alta demanda de energía, tales como la operación en tierra, el despegue o incluso la primera parte del ascenso, así como otras fases como el descenso (o la aproximación) y la espera, se basan exclusivamente en aire presurizado suministrado por el compresor o los compresores (3) eléctricos.
Por lo tanto, el compresor o los compresores (3) eléctricos adaptan la presión suministrada a la presión requerida por el elemento (5) consumidor de aire tras una indicación desde la unidad de control de gestión de aire.
Con el fin de evitar eventos de olores en la cabina, la fuente de aire que alimenta el compresor eléctrico puede ser aire externo (no purgado desde los motores). Esto proporcionará un modo de flujo fresco hasta las condiciones de crucero a baja altitud (es decir, 9.449 m (31.000 pies)).
Además del sistema (1) de gestión de aire, el sistema de gestión de energía de la invención comprende además al menos una unidad (11) de rotor de punta de ala y una unidad (9) de control de gestión de energía. La unidad (11) de rotor de punta de ala está montada, de manera móvil, en la punta (17) de ala de la aeronave para auto-alinear el eje de la unidad (11) de rotor de punta de ala con el núcleo de vórtice según el cabeceo de la aeronave. La unidad (11) de rotor de punta de ala comprende un generador (15) con un rotor conectado que tiene un cubo y un conjunto de palas (16) con un perfil aerodinámico retorcido. Las palas (16) están conectadas de manera giratoria al cubo para ajustar el ángulo de inclinación de las palas. La unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para recibir una entrada relativa tanto a la condición de operación de la aeronave como a la condición de vuelo de la aeronave para operar, de manera selectiva, la unidad (11) de rotor de punta de ala según uno de los siguientes modos operativos: - un modo resistencia aerodinámica mínima, en el que las palas (16) están bloqueadas en su posición,
- un modo propulsor, en el que se suministra energía eléctrica al generador (15) de la unidad (11) de rotor de punta de ala para que actúe como un motor haciendo girar las palas con el fin de proporcionar empuje a la aeronave (10), - un modo turbina, en el que la rotación de las palas (16) suministra energía a la aeronave (10) y/o al por lo menos un compresor (3) eléctrico del sistema (1) de gestión de aire.
Según la invención, la condición operativa de la aeronave comprende al menos una de las siguientes condiciones: - velocidad de rotación del motor,
- motor operando al ralentí,
- aeronave en un caso de emergencia eléctrica,
y la condición de vuelo de la aeronave comprende al menos una de las siguientes condiciones:
- un modo de vuelo que comprende un modo de vuelo con un motor inoperativo,
- una altitud de vuelo y/o una fase de vuelo predeterminada entre una de las siguientes: despegue y aterrizaje.
La Figura 5 muestra una representación esquemática de la unidad (11) de rotor de punta de ala de la invención en los estados giratorio y fijo. El estado giratorio puede corresponder al modo operativo propulsor o turbina, y el estado fijo corresponde al modo operativo de resistencia aerodinámica mínima.
Según otra realización preferida, la unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para operar la unidad (11) de rotor de punta de ala en modo resistencia aerodinámica mínima cuando la velocidad de rotación del motor es mayor que un punto de ajuste de ralentí determinado.
Preferiblemente, cuando la unidad (11) de rotor de punta de ala se opera en el modo resistencia aerodinámica mínima, el conjunto de palas (16) está fijado en una posición en la que cada inclinación de pala se ajusta de manera que el ángulo del flujo de aire generado sea tal que la sustentación neta resultante de las palas minimice la resistencia aerodinámica generada y reduzca la energía de rotación del vórtice, reduciendo de esta manera la resistencia aerodinámica inducida.
Según otra realización preferida, la unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para operar la unidad (11) de rotor de punta de ala en modo propulsor cuando se detecta una de las siguientes condiciones:
- la fase de vuelo es Despegue o Aterrizaje, o
- la aeronave se encuentra en modo de vuelo con un motor inoperativo, o
- la aeronave se encuentra en una situación de emergencia.
Preferiblemente, la aeronave (10) comprende al menos una batería eléctrica y una unidad (6) de energía auxiliar que normalmente se encuentra en su cono de cola, y en la que, cuando la unidad (11) de rotor de punta de ala se opera en modo propulsor, la energía eléctrica suministrada al generador (15) de la unidad (11) de rotor de punta de ala es suministrada por la batería o por la unidad (6) de energía auxiliar.
Según otra realización preferida, la unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para funcionar en un modo turbina cuando se detecta una de las siguientes condiciones:
- al menos un motor está operando al ralentí, o
- la aeronave se encuentra en modo de vuelo con un motor inoperativo, o
- hay una situación de emergencia eléctrica.
Preferiblemente, cuando la unidad (11) de rotor de punta de ala se opera en modo turbina, se controla la inclinación de las palas (16) para obtener una velocidad de rotación deseada.
Según otra realización preferida, el perfil aerodinámico de las palas (16) puede variar su forma y puede formar un ángulo de torsión a lo largo de la envergadura de la pala con el fin de maximizar la eficiencia aerodinámica.
Tal como se ha indicado, el sistema de gestión de energía de la invención puede operar en diferentes modos:
- modo resistencia aerodinámica mínima,
- modo propulsor,
- modo turbina,
- y una combinación de los anteriores (cuando se establece un modo diferente en cada punta de ala).
En el modo resistencia aerodinámica mínima:
- La reducción de la resistencia aerodinámica inducida se genera eliminando la torsión de las palas en la punta del ala. - Las palas pueden bloquearse en su posición y su inclinación puede controlarse para proporcionar la configuración de sustentación/resistencia aerodinámica óptima.
- La posición de las palas en una posición bloqueada puede fijarse en el sentido de las agujas del reloj para adaptarse mejor a las condiciones de flujo.
- El diseño de cada una de las palas incluye un perfil de torsión y aerodinámico individual a lo largo de la envergadura resultante de los beneficios optimizados en términos netos en toda la envolvente de la misión.
- El flujo alrededor de las palas es tal que la sustentación neta resultante compensa la resistencia aerodinámica generada y reduce la energía de rotación de la estela, reduciendo de esta manera la resistencia aerodinámica inducida. - Este modo operativo sería la condición operativa nominal con configuraciones de motor más elevadas que un punto de ajuste de ralentí determinado.
En el modo propulsor:
- El empuje se genera mediante la inyección de energía eléctrica al generador de la unidad de rotor de la punta de ala, para que actúe como un motor.
- Este modo puede usarse para el Despegue, Aterrizaje, un Motor Inoperativo (OEI) u otras situaciones de emergencia. En el modo turbina:
- La energía eléctrica se genera mediante la unidad de rotor de punta de ala.
- Las palas se aflojan y la velocidad de rotación se controla mediante el ángulo de inclinación de las palas.
- Este modo operativo se usaría en casos de motor al ralentí, OEI, Apagado Total del Motor (TEFO) u otras situaciones de emergencia eléctrica.
Puede producirse una combinación de modos, tales como:
- Resistencia aerodinámica mínima-Resistencia aerodinámica mínima: principalmente durante la operación normal de Despegue, Ascenso y Crucero,
- Resistencia aerodinámica mínima-Turbina: principalmente en casos de fallo,
- Turbina-Turbina: principalmente en casos de descenso y fallo,
- Resistencia aerodinámica mínima-Propulsor: principalmente en casos de fallo,
- Propulsor-Propulsor: principalmente durante la operación normal en los casos de Despegue, Ascenso y fallo, - Turbina-Propulsor: principalmente en casos de fallo.

Claims (12)

REIVINDICACIONES
1. Sistema de gestión de energía para una aeronave (10), que comprende:
- un sistema (1) de gestión de aire que comprende:
<o>al menos un elemento (5) consumidor de aire;
<o>al menos una fuente de aire exterior;
<o>al menos un motor (4) de turbina de gas que tiene un único puerto (2.1) situado en una etapa de compresor baja-intermedia del motor (4) de turbina de gas;
<o>un sistema (2) de purga de aire en comunicación de fluido con el al menos un motor (4) de turbina de gas a través del único puerto (2.1) del motor (4) de turbina de gas, estando el sistema (2) de purga de aire configurado para suministrar aire comprimido al por lo menos un elemento (5) consumidor de aire;
<o>al menos un compresor (3) eléctrico en comunicación de fluido con la fuente de aire exterior y configurado para suministrar aire comprimido al por lo menos un elemento (5) consumidor de aire;
<o>una unidad (8) de control de gestión de aire configurada para recibir una entrada relativa a la altitud de vuelo de la aeronave, y para operar de manera selectiva el sistema (2) de purga de aire y/o el al menos un compresor (3) eléctrico,
- al menos una unidad (11) de rotor de punta de ala montada, de manera móvil, en la punta (17) de ala de una aeronave (10), que comprende un generador (15) con un rotor conectado que tiene un cubo, y un conjunto de palas (16) con un perfil aerodinámico retorcido y conectadas de manera giratoria al cubo para ajustar el ángulo de inclinación, y
- una unidad (9) de control de gestión de energía configurada para recibir una entrada relativa a las condiciones operativas y de vuelo de la aeronave, y para operar, de manera selectiva, la unidad (11) de rotor de punta de ala según uno de los siguientes modos operativos, en base a la entrada recibida:
<o>un modo resistencia aerodinámica mínima, en el que las palas (16) están bloqueadas en su posición o giran a una velocidad deseada,
<o>un modo propulsor, en el que se suministra energía eléctrica al generador (15) de la unidad (11) de rotor de punta de ala para hacer girar las palas con el fin de proporcionar empuje a la aeronave (10),
<o>un modo turbina, en el que la rotación de las palas (16) suministra energía a la aeronave (10) y/o al por lo menos un compresor (3) eléctrico del sistema (1) de gestión de aire,
en el que la condición operativa de la aeronave comprende al menos uno de los siguientes:
- velocidad de rotación del motor,
- operación al ralentí del motor,
- aeronave en caso de emergencia eléctrica,
en el que la condición de vuelo de la aeronave comprende al menos uno de los siguientes:
- un modo de vuelo que comprende un modo de vuelo con un motor inoperativo,
- una altitud de vuelo predeterminada y/o una fase de vuelo que comprende rodaje, despegue, ascenso, crucero, descenso, espera y aterrizaje,
y, en el que la unidad (8) de control de gestión de aire está configurada para operar de manera selectiva el sistema (2) de purga de aire y/o el al menos un compresor (3) eléctrico según la entrada recibida, de manera que:
- en el rodaje, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire;
- en el despegue, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire;
- en el ascenso, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire hasta la altitud de vuelo predeterminada, siendo la altitud predeterminada preferiblemente 4.572 m (15.000 pies); a continuación, el sistema (2) de purga de aire suministra aire comprimido al por lo menos un elemento (5) consumidor de aire;
- en crucero, el sistema (2) de purga de aire suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire; y
- en el descenso, la espera y el aterrizaje, el al menos un compresor (3) eléctrico suministra aire comprimido a al menos un elemento (5) consumidor de aire.
2. Sistema de gestión de energía, según la reivindicación 1, en el que la unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para operar la unidad (11) de rotor de punta de ala en modo resistencia aerodinámica mínima cuando la velocidad de rotación del motor es mayor que un punto de ajuste de ralentí determinado.
3. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que cuando la unidad (11) de rotor de punta de ala se opera en el modo resistencia aerodinámica mínima, el conjunto de palas (16) están fijas en una posición en la que cada inclinación de pala se ajusta de manera que la sustentación neta resultante compense la resistencia generada.
4. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para operar la unidad (11) de rotor de punta de ala en modo propulsor cuando se detecta una de las siguientes condiciones:
- la fase de vuelo es Despegue o Aterrizaje, o
- la aeronave se encuentra en modo de vuelo con un motor inoperativo, o
- la aeronave se encuentra en una situación de emergencia.
5. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la aeronave (10) comprende al menos una batería eléctrica y una unidad (6) de energía auxiliar incluida en su cono de cola, y en el que, cuando la unidad (11) de rotor de punta de ala se opera en modo propulsor, la energía eléctrica suministrada al generador (15) de la unidad (11) de rotor de punta de ala es suministrada por la batería o por la unidad (6) de energía auxiliar.
6. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la unidad (9) de control de gestión de energía está configurada para operar la unidad de rotor de punta de ala en un modo turbina cuando se detecta una de las siguientes condiciones:
- al menos un motor está operando en ralentí, o
- la aeronave se encuentra en modo de vuelo con un motor inoperativo, o
- hay una situación de emergencia eléctrica.
7. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que cuando la unidad (11) de rotor de punta de ala se opera en modo turbina, se controla la inclinación de las palas (16) para obtener una velocidad de rotación deseada.
8. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el perfil aerodinámico de las palas (16) forma un ángulo de torsión a lo largo de la envergadura de la pala.
9. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la arquitectura del sistema (2) de purga de aire está dimensionada según las condiciones de vuelo de la fase de crucero.
10. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el al menos un compresor (3) eléctrico está configurado para adaptar el aire comprimido suministrado según la fase de vuelo y/o la altitud.
11. Sistema de gestión de energía, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el sistema (2) de purga de aire está en comunicación de fluido con cada motor (4) de turbina de gas de la aeronave (10) a través de los puertos (2.1) individuales respectivos situados en las etapas de compresor respectivas de cada motor (4) de turbina de gas, y el sistema (1) de gestión de aire comprende dos compresores (3) eléctricos.
12. Método para suministrar energía a una aeronave (10), comprendiendo el método:
- proporcionar un sistema de gestión de energía según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11,
- recibir, por parte de la unidad (8) de control de gestión de aire, una entrada relativa a la altitud de vuelo de la aeronave, y operar el sistema (2) de purga de aire y/o el al menos un compresor (3) eléctrico en base a la entrada recibida,
- recibir, por parte de la unidad (9) de control de gestión de energía, una entrada relativa a las condiciones operativas y de vuelo de la aeronave, y operar la unidad (11) de rotor de punta de ala según un modo de operación, en base a la entrada recibida.
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