BR102016027439A2

BR102016027439A2 - Sistema de recuperação de energia de motor de turbina a gás

Info

Publication number: BR102016027439A2
Application number: BR102016027439-7A
Authority: BR
Inventors: El Hacin Sennoun Mohammed
Original assignee: General Electric Company
Priority date: 2015-12-07
Filing date: 2016-11-23
Publication date: 2018-05-02
Also published as: CN106930835A; EP3179076A1; JP2017108613A; US20170159563A1; CA2949703A1

Abstract

sistema de recuperação de energia de motor de turbina a gás. é fornecido um sistema para gerar uma fonte auxiliar de energia elétrica em um sistema de recuperação de energia (200). o sistema de recuperação de energia (200) da aeronave inclui um pré-resfriador de fornecimento de ar do compressor (202), que inclui uma primeira via de fluxo (204) configurada para canalizar a sangria de ar do compressor (206) entre uma entrada do pré-resfriador (208) e uma saída do pré-resfriador (210). o pré-resfriador (202) ainda inclui uma segunda via de fluxo (212) configurada para canalizar um refrigerante (214) entre uma entrada de refrigerante do pré-resfriador (216) e uma saída de refrigerante do pré-resfriador (218). o pré-resfriador (202) é configurado para resfriar a sangria de ar do compressor (206) a partir de uma fonte de sangria de ar (236, 238). o sistema também inclui um gerador termoelétrico (222) acoplado na comunicação de fluxo com a saída de refrigerante do pré-resfriador (218).

Description

(54) Título: SISTEMA DE RECUPERAÇÃO DE ENERGIA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS (51) Int. Cl.: F02C 1/00 (30) Prioridade Unionista: 07/12/2015 US 14/961,057 (73) Titular(es): GENERAL ELECTRIC COMPANY (72) Inventor(es): MOHAMMED EL HACIN SENNOUN (74) Procurador(es): ANA PAULA SANTOS CELIDONIO (57) Resumo: SISTEMA DE RECUPERAÇÃO DE ENERGIA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS. É fornecido um sistema para gerar uma fonte auxiliar de energia elétrica em um sistema de recuperação de energia (200). O sistema de recuperação de energia (200) da aeronave inclui um pré-resfriador de fornecimento de ar do compressor (202), que inclui uma primeira via de fluxo (204) configurada para canalizar a sangria de ar do compressor (206) entre uma entrada do pré-resfriador (208) e uma saída do préresfriador (210). O pré-resfriador (202) ainda inclui uma segunda via de fluxo (212) configurada para canalizar um refrigerante (214) entre uma entrada de refrigerante do préresfriador (216) e uma saída de refrigerante do pré-resfriador (218). O pré-resfriador (202) é configurado para resfriar a sangria de ar do compressor (206) a partir de uma fonte de sangria de ar (236, 238). O sistema também inclui um gerador termoelétrico (222) acoplado na comunicação de fluxo com a saída de refrigerante do pré-resfriador (218).

1/16 “SISTEMA DE RECUPERAÇÃO DE ENERGIA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS”

Antecedentes da Invenção [001] O campo da divulgação geralmente refere-se a motores de turbina a gás e, mais particularmente, a um método e sistema para gerar eletricidade a partir de uma exaustão de pré-resfriamento em motores de turbina a gás.

[002] Pelo menos alguns sistemas de controle ambiental de aeronaves conhecidos são fornecidos com sangria de ar do motor. Sistemas de controle ambiental, comumente citados como sistemas ECS, incorporam várias partes de equipamentos como válvulas reguladoras, trocadores de calor e outros dispositivos em um sistema configurado para a pré-condição de sangria de ar do motor.

[003] A sangria de ar do compressor é resfriada por ar do ventilador em um trocador de calor e é, em seguida, distribuída ao sistema de controle ambiental para controlar frescor, pressão e temperatura do ar da cabine. A extração de sangria de ar da aeronave a partir do compressor do motor tem efeitos adversos sobre o ciclo de propulsão e a vida do motor. A potência da turbina do motor é necessária para comprimir o ar e é responsável pela ineficiência do compressor. Portanto, o consumo extra de combustível está associado com a sangria de ar do compressor do motor de turbina a gás (ar que não produz propulsão). O combustível extra queimado no combustor do motor resulta em temperatura mais alta de gás distribuído para a turbina do motor e redução de duração das pás da turbina. Essas penalidades são incorridas pela turbina do motor para fornecer potência extra associada com a sangria de ar.

[004] Devido à natureza discreta dos drenos de sangria do compressor, a sangria de ar não é capaz de ser fornecida exatamente na pressão correta necessária para os sistemas anticongelamento e ECS da aeronave.

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Tipicamente, são fornecidas somente duas portas de sangria. Portanto, é fornecida a sangria de ar que excede os requisitos mínimos de pressão, resultando em penalidade ainda maior para o ciclo do motor do que poderia ser necessário pelos sistemas da aeronave. A sangria de ar não está somente em uma pressão mais alta que a necessária, também está muito quente para usar diretamente nos sistemas anticongelamento e ECS da aeronave. Por motivos de segurança contra incêndio, a temperatura máxima da sangria de ar é geralmente limitada em 350° a 500°F. O controle de temperatura necessita resfriar a sangria de ar com um pré-resfriamento. A maioria dos motores modernos usa o ar do ventilador para resfriar a sangria de ar do compressor. O uso do ar do ventilador impõe uma penalidade adicional no consumo de combustível. Além disso, o pré-resfriamento geralmente é grande e pode necessitar de uma tomada de ar do ventilador que produz arrasto. Em alguns casos, um típico motor turbofan grande pode consumir cerca de 2% de combustível extra e operar a cerca de 20°F mais quente que a temperatura da turbina para fornecer a sangria de ar do sistema da aeronave.

Breve Descrição da Invenção [005] Em um aspecto, o sistema de fornecimento de sangria de ar inclui um pré-resfriamento de fornecimento de ar do compressor, que inclui uma primeira via de fluxo configurada para canalizar a sangria de ar do compressor entre uma entrada de pré-resfriamento e uma saída de pré-resfriamento. O préresfriamento ainda inclui uma segunda via de fluxo configurada para canalizar um agente refrigerante entre a entrada de refrigerante do pré-resfriamento e a saída de refrigerante do pré-resfriamento. O pré-resfriamento é configurado para resfriar a sangria de ar do compressor a partir de uma fonte de sangria de ar. O sistema também inclui um gerador termoelétrico acoplado na comunicação de fluxo com a saída de refrigerante do pré-resfriamento.

[006] Em outro aspecto, um método para gerar uma fonte auxiliar de energia elétrica inclui canalizar uma porção de um fluxo de ar do ventilador do motor

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3/16 da aeronave para um trocador de calor, resfriando um fluxo de sangria de ar com o uso da porção de um fluxo de ar do ventilador do motor da aeronave no trocador de calor, e gerando energia elétrica em um gerador termoelétrico acoplado em comunicação de fluxo com o trocador de calor.

[007] Ainda em outro aspecto, um motor turbofan inclui um motor central, que inclui um compressor multiestágio, um ventilador alimentado por uma turbina de energia, acionada por gás gerado no motor central, e um duto de desvio do ventilador, pelo menos parcialmente circundante ao motor central e ao ventilador. O motor turbofan também inclui um sistema de recuperação de energia do motor de turbina a gás que inclui um pré-resfriamento de fornecimento de ar do compressor, que inclui uma primeira via de fluxo configurada para canalizar a sangria de ar do compressor entre uma entrada de pré-resfriamento e uma saída de préresfriamento. O pré-resfriamento ainda inclui uma segunda via de fluxo configurada para canalizar um agente refrigerante entre a entrada de refrigerante do préresfriamento e a saída de refrigerante do pré-resfriamento. O pré-resfriamento é configurado para resfriar a sangria de ar do compressor a partir de uma fonte de sangria de ar. O motor turbofan também inclui um gerador termoelétrico acoplado na comunicação de fluxo com a saída de refrigerante do pré-resfriamento.

Breve Descrição das Figuras [008] Essas e outras características, aspectos e vantagens da presente divulgação serão melhor entendidos quando a descrição detalhada a seguir for lida com referência às figuras que acompanham, na qual caracteres semelhantes representam partes semelhantes ao longo das figuras, em que:

[009] A Figura 1 é uma vista esquemática em seção transversal de um motor de turbina a gás de acordo com uma realização exemplar da presente divulgação.

[010] A Figura 2 é uma vista em perspectiva de uma aeronave.

[011] A Figura 3 é um diagrama de bloco esquemático de um

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4/16 sistema de recuperação de energia da aeronave.

[012] A Figura 4 é uma vista em perspectiva do módulo termoelétrico que pode ser usado com o gerador termoelétrico mostrado na Figura 2.

[013] A Figura 5 é uma vista em perspectiva de uma pluralidade de módulos termoelétricos que podem ser usados no TEG mostrado na Figura 3.

[014] A menos que indicado de outra forma, os desenhos fornecidos no presente pedido têm a intenção de ilustrar características de realizações desta divulgação. Acredita-se que essas características são aplicáveis em uma ampla variedade de sistemas que compreendem uma ou mais realizações desta divulgação. Dessa forma, os desenhos não têm a intenção de incluir todas as características convencionais conhecidas pelos técnicos no assunto necessárias para a prática das realizações divulgadas no presente pedido.

Descrição Detalhada da Invenção [015] No relatório descritivo e nas reivindicações a seguir, será feita referência a uma série de termos, que deve ser definida de modo a ter os seguintes significados.

[016] As formas singulares “um”, “uma” e “o/a” incluem os referentes plurais a menos que o contexto indique claramente o contrário.

[017] “Opcional” ou “opcionalmente” significa que o evento ou circunstância subsequentemente descrito pode ou não ocorrer, e que a descrição inclui casos onde o evento ocorre e casos onde não ocorre.

[018] A linguagem de aproximação, como usada no presente pedido, ao longo do relatório descritivo e reivindicações, pode ser aplicada para modificar qualquer representação quantitativa que poderia variar de modo permissível sem resultar em uma alteração na função básica a qual ela está relacionada. Consequentemente, um valor modificado por um termo ou termos como “cerca de”, “aproximadamente” e “substancialmente”, não devem se limitar ao valor exato especificado. Pelo menos em alguns casos, a linguagem de

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5/16 aproximação pode corresponder à precisão de um instrumento para medir o valor. No presente pedido e ao longo do relatório descritivo e das reivindicações, limitações de faixas podem ser combinadas e/ou interalteradas, essas faixas são identificadas e incluem todas as sub-faixas contidas nesse contexto a menos que o contexto ou a linguagem indiquem de outro modo.

[019] As realizações do sistema de recuperação de energia descritas no presente pedido fornecem um método de baixo custo para gerar energia elétrica a partir do calor residual transferido da sangria de ar do compressor para o ar do ventilador. O ar aquecido do ventilador é tipicamente descarregado para uma localização sob a capota ou para fora do motor de turbina a gás. Ao passar primeiro o ar aquecido do ventilador através de um gerador termoelétrico antes de descarregar o ar aquecido do ventilador para fora, uma porção do calor contido no ar aquecido do ventilador pode ser convertida em energia elétrica para suplementar o gerador elétrico do motor ou para alimentar outras cargas. Essa energia elétrica é capturada em um circuito que forma um módulo termoelétrico que contém materiais termoelétricos que geram eletricidade diretamente a partir do calor. Em uma realização, o módulo termoelétrico inclui dois materiais termoelétricos dissimilares unidos em suas extremidades, semicondutores, um tipo n (carregado negativamente); e um tipo p (carregado positivamente). Uma corrente elétrica contínua flui no circuito quando há uma diferença de temperatura entre os dois materiais. Geralmente, a magnitude de corrente tem uma relação proporcional com a diferença de temperatura (isto é, quanto maior a diferença de temperatura, maior a corrente).

[020] Em operação, os módulos termoelétricos são empregados em condições mecânicas e térmicas severas. Devido a operarem em um alto gradiente de temperatura, os módulos estão sujeitos a grandes estresses termicamente induzidos e tensões por períodos de tempo prolongados. Eles também estão sujeitos à fadiga mecânica causada por um grande número de ciclos térmicos. Os

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6/16 materiais são selecionados para sobreviverem a essas difíceis condições mecânicas e térmicas. Além disso, o módulo termoelétrico é projetado de modo que os dois materiais termoelétricos estejam termicamente em paralelo, mas eletricamente em série. Consequentemente, a eficiência dos módulos termoelétricos é afetada de maneira considerável por seu desenho geométrico.

[021] A Figura 1 é uma vista esquemática em seção transversal de um motor de turbina a gás (10) de acordo com uma realização exemplar da presente divulgação. Na realização exemplar, o motor de turbina a gás (10) é realizado em um motor a jato turbofan de alta derivação. Conforme mostrado na Figura 1, o motor turbofan (10) define uma direção axial A (que se estende paralelo a um eixo longitudinal (12) fornecido para referência) e uma direção radial R. Em geral, o turbofan (10) inclui uma seção de ventilador (14) e um núcleo do motor de turbina (16) dispostos a jusante da seção de ventilador (14).

[022] Na realização exemplar, o núcleo do motor de turbina (16) inclui um compartimento externo aproximadamente tubular (18) que define uma entrada de anular (20). O compartimento externo (18) envolve, em relação ao fluxo serial, uma seção de compressor incluindo um reforçador (booster) ou um compressor de baixa pressão (LPC) (22) e um compressor de alta pressão (HPC) (24); uma seção de combustão (26); uma seção de turbina incluindo uma turbina de alta pressão (HPT) (28) e uma turbina de baixa pressão (LPT) (30); e uma seção de bocal de exaustão (32). Um eixo ou carretel de alta pressão (HP) (34) conecta, de maneira guiada, a HPT (28) a HPC (24). Um eixo ou carretel de baixa pressão (LP) (36) conecta, de maneira guiada, a LPT (30) a LPC (22). A seção de compressor, seção de combustão (26), seção de turbina e seção de bocal (32) juntas definem a via do fluxo de ar central (37). Em várias realizações, HPC (24) é uma fonte de sangria de ar.

[023] Na realização exemplar, a seção de ventilador (14) inclui um ventilador de passo variável (38) que tem uma pluralidade de pás do ventilador (40)

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7/16 acopladas a um disco (42) em uma relação de espaçamento. As lâminas do ventilador (40) se estendem radialmente externamente a partir do disco (42). Cada pá do ventilador (40) é giratória em relação ao disco (42) cerca de um passo do eixo P em virtude das pás do ventilador (40) serem acopladas de maneira operacional a um mecanismo de alteração de passo adequado (PCM) (44) configurado para variar o passo das pás do ventilador (40). Em outras realizações, o mecanismo de alteração de passo (PCM) (44) configurado para variar coletivamente o paço das lâminas do ventilador (40) em unissonância. As pás do ventilador (40), disco (42) e o mecanismo de alteração de passo (44) giram juntos ao redor do eixo longitudinal (12) pelo eixo LP (36) através de uma caixa de engrenagens mecânica (46). A caixa de engrenagens mecânica (46) inclui uma pluralidade de engrenagens para ajustar a velocidade de rotação do ventilador (38) em relação ao eixo LP (36) para uma velocidade de rotação do ventilador mais eficiente.

[024] O disco (42) é coberto pelo cubo dianteiro rotativo (48) projetado aerodinamicamente para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás do ventilador (40). Adicionalmente, a seção de ventilador (14) inclui um compartimento de ventilador anular ou nacele exterior (50) que circunda circunferencialmente o ventilador (38) e/ou pelo menos uma porção do núcleo do motor de turbina (16). Na realização exemplar, a nacele (50) está configurada para ser apoiada em relação ao núcleo do motor de turbina (16) por uma pluralidade de palhetas de guia de saída circunferencialmente espaçadas (52). Além disso, uma seção a jusante (54) da nacele (50) pode se estender ao longo de uma porção externa do núcleo do motor de turbina (16) de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de derivação (56) entre as mesmas.

[025] Durante a operação do motor turbofan (10), um volume de ar do ventilador (58) entra no motor turbofan (10) através de uma entrada associada (60) da nacele (50) e/ou da seção de ventilador (14). Conforme o volume de ar do ventilador (58) passa através das pás do ventilador (40), uma primeira porção (62)

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8/16 do volume de ar do ventilador (58) é direcionada ou encaminhada para a passagem de fluxo de ar de derivação (56) e uma segunda porção (64) de volume de ar do ventilador (58) é direcionada ou encaminhada para a via de fluxo de ar do núcleo (37) ou mais especificamente para o interior do compressor LP (22). Uma razão entre a primeira porção (62) e a segunda porção (64) é comumente citada como uma razão de derivação. A pressão da segunda porção (64) é então aumentada conforme é encaminhada através do HPC (24) e na seção de combustão (26), onde é misturada com combustível e queimada para fornecer gases de combustão (66).

[026] Os gases de combustão (66) são encaminhados através da turbina HP (28) onde uma porção de energia térmica e/ou cinética dos gases de combustão (66) é extraída através de estágios sequenciais de palhetas do estator da turbina HP (68) que são acopladas ao compartimento externo (18) e pás do rotor da turbina HP (70) que são acopladas ao eixo ou carretel HP (34), dessa forma fazendo com que o eixo ou carretel HP (34) gire, que em seguida aciona uma rotação do HPC (24). Os gases de combustão (66) são então expulsos através da turbina LP (30) onde uma segunda porção de energia térmica e cinética é extraída a partir dos gases de combustão (66) através de estágios sequenciais de palhetas do estator da turbina LP (72) que são acopladas ao compartimento externo (18) e pás do rotor da turbina LP (74) que são acopladas ao eixo ou carretel LP (36), que aciona uma rotação do eixo ou carretel LP (36) e do compressor LP (22) e/ou a rotação do ventilador (38).

[027] Os gases de combustão (66) são subsequentemente encaminhados através da seção de bocais de exaustão do jato (32) do núcleo do motor de turbina (16) para fornecer impulso propulsivo. Simultaneamente, a pressão da primeira porção (62) é substancialmente aumentada conforme a primeira porção (62) é expulsa através da passagem de fluxo de ar de derivação (56) antes que seja expelida a partir de uma seção de exaustão do bocal do ventilador (76) do turbofan (10), fornecendo também impulso propulsivo. A turbina HP (28), a turbina LP (30) e

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9/16 a seção do bocal de exaustão do jato (32) pelo menos parcialmente definem uma trajetória de gás quente (78) para encaminhar os gases de combustão (66) através do núcleo do motor de turbina (16).

[028] O motor turbofan (10) é descrito na Figura 1 somente a título de exemplo, e que em outras realizações exemplares, o motor turbofan (10) pode ter qualquer outra configuração adequada incluindo, por exemplo, um motor turboélice.

[029] A Figura 2 é uma vista em perspectiva de uma aeronave (100). Na realização exemplar, a aeronave (100) inclui uma fuselagem (102), que inclui um nariz (104), uma cauda (106) e um oco, corpo alongado (108) que se estende entre esses. A aeronave (100) também inclui uma asa (110), que se estende para fora da fuselagem (102) em uma direção lateral (112). A asa (110) inclui um bordo de ataque frontal (114) na direção (116) de movimento da aeronave (100) durante o voo normal e um bordo de fuga traseiro (118) em um bordo em oposição à asa (110). A aeronave (100) ainda inclui pelo menos um motor (120) configurado para gerar propulsão. O motor (120) é acoplado a pelo menos uma das asas (110) e fuselagem (102), por exemplo, em uma configuração propulsora próxima à cauda (106).

[030] A Figura 3 é um diagrama de bloco esquemático de um sistema de recuperação de energia da aeronave (200). Na realização exemplar, o sistema de recuperação de energia (200) da aeronave inclui um pré-resfriador de fornecimento de ar do compressor (202), que inclui uma primeira via de fluxo (204) configurada para canalizar a sangria de ar do compressor (206) entre uma entrada do pré-resfriador (208) e uma saída do pré-resfriador (210) O pré-resfriador (202) ainda inclui uma segunda via de fluxo (212) configurada para canalizar um refrigerante (214) entre uma entrada de refrigerante do pré-resfriador (216) e uma saída de refrigerante do pré-resfriador (218). O pré-resfriador (202) é configurado para resfriar a sangria de ar do compressor a partir de uma fonte de sangria de ar

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10/16 como, mas não limitada ao HPC (24). O sistema de recuperação de energia da aeronave (200) também inclui um gerador termoelétrico (TEG) (222) acoplado em comunicação de fluxo com a saída de refrigerante do pré-resfriador (218). O TEG (222) inclui uma entrada (224) configurada para receber um fluxo de ar aquecido (226) a partir da saída de refrigerante do pré-resfriador (218). A saída do préresfriador (210) é acoplada em comunicação de fluxo com um sistema de controle ambiental (ECS) (228), que trata o ar refrigerado do pré-resfriador (202) e canaliza o ar tratado para uma cabine (230) dentro de uma fuselagem da aeronave (232). O pré-resfriador (202) inclui um trocador de calor de ar para ar (234) em comunicação fluida com uma fonte de ar de resfriamento (214). Em uma realização, a fonte de ar de resfriamento (214) inclui uma porção de ar do ventilador. Na realização exemplar, o compressor (24) inclui uma porta de sangria de ar de baixa pressão (236) posicionada entre o primeiro e o último estágio do compressor e uma porta de sangria de ar de alta pressão (238) posicionada entre a porta de sangria de ar de baixa pressão (236) e o último estágio do compressor. A fonte de sangria de ar é selecionável entre a porta de sangria de ar de baixa pressão (236) e a porta de sangria de ar de alta pressão (238).

[031] O TEG (222) inclui um módulo termoelétrico (240) que inclui uma primeira superfície (242) e uma segunda superfície (244) em oposição. O TEG (222) é configurado para gerar um fluxo de corrente elétrica de acordo com um efeito Seebeck quando um gradiente térmico é mantido entre a primeira superfície (242) e a segunda superfície (244). A energia elétrica gerada é direcionada para um sistema elétrico (246) do motor (10) ou da fuselagem da aeronave (232).

[032] A Figura 4 é uma vista em perspectiva do módulo termoelétrico (240) que pode ser usado com o TEG (222) (mostrado na Figura 2). O módulo termoelétrico (240) inclui uma primeira superfície (242) e uma segunda superfície (244) em oposição. O módulo termoelétrico (240) é configurado para gerar um fluxo de corrente elétrica de acordo com o efeito Seebeck quando um gradiente térmico é

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11/16 mantido entre a primeira superfície (242) e a segunda superfície (244). Um gráfico (302) ilustra uma diferença de temperatura (ΔΤ) (304) através de uma distância (d) (306) entre a primeira superfície (242) e a segunda superfície (244). O módulo termoelétrico (240) é formado de materiais termoelétricos, que têm capacidade de gerar energia elétrica diretamente a partir do calor por conversão de diferenças de temperatura em tensão elétrica. Esses materiais tipicamente têm uma condutividade elétrica alta e uma condutividade térmica baixa. Ter baixa condutividade térmica assegura que quando um lado se torna quente, o outro lado permanece frio, o que auxilia a gerar uma grande tensão durante um gradiente de temperatura. A medida da magnitude de fluxo de elétrons em resposta a uma diferença de temperatura através desse material é dada pelo coeficiente de Seebeck. Em várias realizações, o módulo termoelétrico (240) é formado por telureto de bismuto (Bi₂Te₃), telureto de chumbo (PbTe), e silício germânio (SiGe). Devido a esses materiais incluírem elementos raros, eles são compostos caros para adquirir e produzir. Em outras realizações, a condutividade térmica de semicondutores pode ser diminuída sem afetar suas altas propriedades elétricas com o uso de nanotecnologia criando, por exemplo, características em nanoescala, como partículas, fios ou interfaces nos materiais semicondutores de larga escala.

[033] O módulo termoelétrico (240) inclui um circuito que contém materiais termoelétricos que geram eletricidade diretamente a partir do calor. Em uma realização, o módulo termoelétrico (240) inclui dois materiais termoelétricos dissimilares unidos em suas extremidades, um semicondutor tipo n (carregado negativamente); e um tipo p (carregado positivamente). Uma corrente elétrica contínua flui no circuito quando há uma diferença de temperatura entre os dois materiais. Geralmente, a magnitude de corrente tem uma relação proporcional com a diferença de temperatura (isto é, quanto maior a diferença de temperatura, maior a corrente).

[034] A Figura 5 é uma vista em perspectiva de uma pluralidade de

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12/16 módulos termoelétricos (240) que podem ser usados no TEG (222) mostrado na Figura 3). Na realização exemplar, a pluralidade de módulos termoelétricos (240) pode ser posicionada de maneira adjacente em relação um ao outro, como em uma pilha de módulos termoelétricos (240) e espaçados para fornecerem uma passagem de fluxo (502) entre os módulos termoelétricos adjacentes da pluralidade de módulos termoelétricos (240). Em outras realizações, uma placa divisora (504) é posicionada entre os módulos termoelétricos (240) para fornecer vias de fluxo paralelas em cada lado dos módulos termoelétricos adjacentes (240). Vias de fluxo paralelas permitem a canalização de ar relativamente mais quente através de uma superfície (242) do módulo termoelétrico (240) e ar relativamente mais frio através da superfície oposta (244) do módulo termoelétrico (240).

[035] O sistema de sangria descrito acima fornece um método eficiente para fornecer ar pré-condicionado para um sistema de controle ambiental de uma aeronave. De maneira específica, o sistema de recuperação de energia do motor de turbina a gás descrito acima inclui um gerador termoelétrico acoplado a uma saída do trocador de calor para gerar energia elétrica a partir do calor residual descarregado do trocador de calor.

[036] As realizações descritas acima de um método e sistema de um sistema de recuperação de energia de turbina a gás fornecem meios com baixo custo e confiáveis para fornecer energia elétrica auxiliar de outro modo, calor no sistema de fornecimento de sangria de ar em uma aeronave. Além disso, os métodos e sistemas descritos acima facilitam reduzir uma carga em um gerador elétrico do motor da aeronave. Como resultado, os métodos e sistemas descritos no presente pedido facilitam a recuperação de calor residual de uma maneira rentável e confiável.

[037] Embora as características específicas de várias realizações da divulgação possam ser mostradas em alguns desenhos e não em outros, isso é apenas por conveniência. De acordo com os princípios da divulgação, qualquer

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13/16 característica de um desenho pode ser referenciada e/ou reivindicada em combinação com qualquer característica de qualquer outro desenho.

[038] Essa descrição escrita usa exemplos para divulgar as realizações, incluindo o melhor modo e também permitindo que qualquer técnico no assunto pratique as realizações, incluindo a fabricação e uso de quaisquer dispositivos ou sistemas e execute quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da divulgação é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram para técnicos no assunto. Esses outros exemplos destinamse a estar dentro do escopo das reivindicações, caso eles possuam elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações ou caso eles incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais a partir da linguagem literal das reivindicações.

Lista de Componentes

motor de turbina a gás	10
eixo longitudinal	12
seção de ventilador	14
núcleo do motor de turbina	16
compartimento externo	18
entrada anular	20
compressor LP	22
compressor HP	24
seção de combustão	26
turbina HP	28
turbina LP	30
seção de bocal	32
eixo ou carretel HP	34
eixo ou carretel LP	36
via de fluxo de ar do núcleo	37

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14/16 ventilador (fan) 38 pás do ventilador (fan) 40 disco 42 mecanismo de alteração de passo 44 caixa de engrenagens mecânica 46 cubo dianteiro rotativo 48 compartimento ou nacele exterior 50 palhetas guia de saída 52 seção a jusante 54 passagem de fluxo de ar de derivação (bypass) 56 volume de ar do ventilador 58 entrada 60 primeira porção 62 segunda porção 64 gases de combustão 66 palhetas do estator da turbina HP 68 palhetas do estator da turbina LP 72 pás do rotor da turbina LP 74 seção de exaustão do bocal do ventilador (Fan) 76 trajetória do gás quente 78 aeronave 100 fuselagem 102 nariz 104 cauda 106 corpo alongado 108 asa 110 direção lateral 112 bordo de ataque dianteiro 114

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15/16 direção 116 bordo de fuga traseiro 118

Motor 120 sistema de recuperação de energia 200 pré-resfriador 202 primeira via de fluxo 204 sangria de ar do compressor 206 entrada do pré-resfriador 208 saída do pré-resfriador 210 segunda via de fluxo 212 fonte de ar de resfriamento 214 entrada de refrigerante do pré-resfriador 216 saída de refrigerante do pré-resfriador 218 gerador termoelétrico (TEG) 222 entrada 224 fluxo de ar aquecido 226 sistema de controle ambiental (ECS) 228 cabine 230 fuselagem 232 trocador de calor 234 porta de sangria de ar 236 porta de sangria de ar 238 módulo termoelétrico 240 primeira superfície 242 segunda superfície 244 sistema elétrico 246 gráfico 302 diferença de temperatura (ΔΤ) 304

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16/16 distância (d) 306 passagem de fluxo 502 placa divisora 504

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Claims

Reivindicações

1. SISTEMA, DE RECUPERAÇÃO DE ENERGIA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS (200) caracterizado pelo fato de compreender:

um pré-resfriador de fornecimento de ar do compressor (202), que compreende uma primeira via de fluxo (204) configurada para canalizar a sangria de ar do compressor (206) entre uma entrada do préresfriador (208) e uma saída do pré-resfriador (210), o dito pré-resfriador ainda compreendendo uma segunda via de fluxo (212) configurada para canalizar um refrigerante (214) entre uma entrada de refrigerante do préresfriador (216) e uma saída de refrigerante do pré-resfriador (218), o dito pré-resfriador (202) configurado para resfriar a sangria de ar do compressor (206) a partir de uma fonte de sangria de ar (236, 238); e um gerador termoelétrico (222) acoplado em comunicação de fluxo com a dita saída de refrigerante do pré-resfriador (218).
2. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato do dito gerador termoelétrico (222) compreender uma entrada (224) configurada para receber um fluxo de ar aquecido (226) a partir da dita saída de refrigerante do pré-resfriador (218).
3. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato da dita saída do pré-resfriador (210) ser acoplada em comunicação de fluxo com um sistema de controle ambiental (ECS) (228).
4. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato do dito pré-resfriador (202) compreender um trocador de calor de ar para ar em comunicação fluida com uma fonte de ar de resfriamento (214).
5. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 4,

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2/3 caracterizado pelo fato do dito ar de resfriamento (214) compreender uma porção de ar do ventilador.
6. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato da dita fonte de sangria de ar (236, 238) compreender pelo menos uma dentre uma porta de sangria de ar de baixa pressão (236) posicionada entre um primeiro e um último estágio do compressor (24) e uma porta de sangria de ar de alta pressão (238) posicionada entre a porta de sangria de ar de baixa pressão (236) e o dito último estágio do dito compressor (24).
7. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato da dita fonte de sangria de ar ser selecionável entre a porta de sangria de ar de baixa pressão e uma porta de sangria de ar de alta pressão.
8. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato do dito gerador termoelétrico (222) compreender um módulo termoelétrico (240) que compreende uma primeira superfície (242) e uma segunda superfície (244) em oposição, o dito módulo termoelétrico (240) configurado para gerar um fluxo de corrente elétrica de acordo com um efeito de Seebeck quando um gradiente térmico (304) é mantido através da dita primeira superfície (242) e da dita segunda superfície (242).
9. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato do dito gerador termoelétrico (222) compreender um módulo termoelétrico (240) que compreende uma primeira superfície (242) acoplada em comunicação de fluxo com a dita saída de refrigerante do pré-resfriador (218) e uma segunda superfície (244) em oposição acoplada em comunicação de fluxo com um fluxo de fluido de resfriamento relativamente frio.

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10. SISTEMA (200), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato do dito gerador termoelétrico (222) compreender uma pluralidade de módulos termoelétricos (240) posicionados de forma adjacente em relação um ao outro em uma pilha de módulos termoelétricos (240), os ditos módulos termoelétricos espaçados para fornecerem uma passagem de fluxo entre os módulos termoelétricos adjacentes (240) da dita pluralidade de módulos termoelétricos (240).

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FIG

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100

120

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200

230

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ΑΙΑ

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