Sistema de propulsión rotativo de una aeronave, que comprende un motor (1) rodeado por una carcasa del motor (6), el sistema de propulsión rotativo comprendiendo además: - una hilera de álabes giratorios (3) configurados para girar alrededor del eje longitudinal del motor (1), y - al menos una paleta (4) configurada para no girar alrededor del eje longitudinal del motor (1) situada en una posición a lo largo del eje longitudinal del motor (1) diferente de la posición en la que la hilera de álabes giratorios (3) está situada, teniendo dicha paleta (4) un extremo unido a la carcasa del motor (6), - la paleta (4) estando configurada para orientar el flujo antes o después de los álabes giratorios (3) de manera que el flujo final resultante esté en su mayoría alineado con la dirección de empuje del motor (1), dicha paleta (4), en su otro extremo, comprendiendo medios para su fijación al fuselaje (2) de la aeronave de tal manera que el motor (1) está configurado para ser soportado al menos parcialmente por el fuselaje (2) a través de dicha paleta (4), la paleta (4) configurada para ser unida al fuselaje (2) comprendiendo un mecanismo de paso para reorientar el flujo, comprendiendo el mecanismo de paso un actuador configurado para estar situado en el lado del fuselaje (2); caracterizado por que la paleta (4) configurada para estar unida al fuselaje (2) está configurada para transmitir su rotación a un medio de transmisión situado dentro del motor (1) que transmite rotación a otras paletas de una hilera de paletas (4) que comprende a esa paleta o a los álabes de la hilera de álabes giratorios (3) alrededor de su eje longitudinal.
Rotational propulsion system for an aircraft, comprising an engine (1) surrounded by an engine casing (6), a row of rotating blades (3) attached to the engine casing (6) at one end, and at least one vane (4) configured for non-rotation around the longitudinal axis of the engine (1) and located in a position along the longitudinal axis of the engine (1) different from the position in which the row of rotating blades (3) are located, such that said vane (4) may orientate a flow before or after the rotating blades (3) so that the resulting final flow is mostly aligned with the thrust direction of the engine (1), wherein said vane (4) is attached at one end to the engine casing (6) and at its other end comprising means for its attachment to the fuselage (2) of the aircraft such that the engine (1) may be at least partially supported by the fuselage (2) through said vane (4).
Sistema de propulsión rotativo de una aeronave
2021-06-22
Patent
Electronic Resource
Spanish
IPC: | B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT |
Sistema de aterrizaje de una aeronave con un accionador de maniobra rotativo
European Patent Office | 2020
|European Patent Office | 2021
|Sistema de propulsión híbrido para una aeronave de varios motores
European Patent Office | 2018
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