Aeronave (11) que comprende un sistema de propulsión formado por motores (13a, 13b) dispuestos en una ubicación en la aeronave para, en uso, ingerir aire de la capa límite, estando ubicados los motores (13a, 13b) dentro de góndolas (15a, 15b), estando los motores (13a, 13b) parcialmente embebidos en el fuselaje (21) de la aeronave; estando delimitados perimetralmente cada uno de los conductos de admisión (17a, 17b) de los motores (13a, 13b) en una sección perpendicular al eje longitudinal de la aeronave por áreas del fuselaje (31a, 31b) y por las góndolas (15a, 15b); donde en la sección del fuselaje correspondiente a dichas áreas de fuselaje (31a, 31b) la aeronave comprende elementos estructurales internos (23, 24) y revestimientos (41a, 41b), los revestimientos (41a, 41b) comprendiendo conchas rígidas (45a, 45b) que están fijadas a los elementos estructurales internos (23, 24), caracterizada por que: - los revestimientos (41a, 41b) comprenden además porciones flexibles interiores (43a, 43b), capaces de deformarse, en dichas áreas de fuselaje (31a, 31b) y unidas a las conchas rígidas (45a, 45b) circundantes; - la aeronave comprende además sistemas de actuación (71) para cambiar las superficies de las porciones flexibles (43a, 43b) de los revestimientos (41a, 41b) para adaptarlas a las necesidades del sistema de propulsión, en la que las porciones flexibles interiores (43a, 43b) de los revestimientos (41a, 41b) tienen una malla semi rígida (61a, 61b) que definen unos nodos (65a, 65b) y embebida en las porciones flexibles interiores (43a, 43b), estando alguno de los nodos (65a, 65b) los puntos a ser accionados por los sistemas de actuación, y donde los sistemas de actuación comprenden actuadores lineales (71) soportados por los elementos estructurales internos (23, 24) y conectados con alguno de dichos nodos (65a, 65b) de las porciones flexibles interiores (43a, 43b) de los revestimientos (41a, 41b) para ser capaces de mover dichos algunos nodos (65a, 65b) para modificar así la configuración de las porciones flexibles interiores (43a, 43b).
The invention refers to an aircraft (11) comprising a propulsion system formed by engines (13a, 13b) arranged to ingest boundary layer air. These engines (13a, 13b) are placed inside of nacelles (15a, 15b) partially embedded in the aircraft fuselage (21) and, thus, their intake conduits (17a, 17b) are delimited by specific fuselage areas (31a, 31 b) and the nacelles (15a, 15b). For said specific fuselage areas (31 a, 31 b) the invention provides skins (41 a, 41 b) with a flexible portion (43a, 43b) and actuation systems over them for changing their surfaces to adapt them to the needs of the propulsion system.
Aeronaves con una superficie de fuselaje variable para la optimización de la capa límite
2020-05-29
Patent
Electronic Resource
Spanish
Superficie laminar de elevación multilarguero para aeronaves
European Patent Office | 2021
|European Patent Office | 2022
|Sistema de capa superior antiestática tipo revestimiento para doseles y parabrisas de aeronaves
European Patent Office | 2021
|Cuaderna para cascos de fuselaje de una aeronave y casco de fuselaje
European Patent Office | 2021
|