BR102016028789A2 - Thermal management system - Google Patents

Description

“SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO” Campo da Invenção [001] A presente matéria refere-se, de maneira geral, a um sistema de gerenciamento térmico que tem um módulo de troca de calor de superfície para incorporação em um avião e/ou em um mecanismo motor.

Antecedentes da Invenção [002] Os mecanismos motores de turbina a gás tipicamente incluem uma entrada, um ventilador, um ou mais compressores, um combustor e pelo menos uma turbina. Os compressores comprimem o ar que é canalizado para o combustor onde o mesmo é misturado com combustível. A mistura é, então, queimada para gerar gases de combustão quentes. Os gases de combustão são canalizados para a(s) turbina(s) que extrai(extraem) energia dos gases de combustão para alimentar o(s) compressor(es), bem como para produzir trabalho útil para propelir uma aeronave em voo ou para alimentar uma carga, tal como um gerador elétrico.

[003] Quando os mecanismos motores operam em condições de congelamento, por exemplo, expostos a nuvens de gotículas de água super-resfriadas, gelo pode se acumular sobre estruturas expostas do mecanismo motor. Mais especificamente, se os mecanismos motores forem operados dentro de condições de congelamento por períodos de tempo extensos, o acúmulo de gelo dentro do mecanismo motor e sobre estruturas expostas do mecanismo motor pode ser significativo. Ao longo do tempo, a operação contínua do mecanismo motor, uma transição de acelerador de operações de potência inferior para operações de potência superior e/ou vibrações devido à turbulência ou assimetria de acúmulo de gelo podem fazer com que o gelo acumulado se desenvolva e seja ingerido pelo um ou mais compressores. Essa condição, conhecida como uma propagação de gelo, pode provocar certos problemas dentro do mecanismo motor de turbina a gás.

[004] Para facilitar a prevenção do acúmulo de gelo dentro do mecanismo motor e sobre superfícies expostas adjacentes ao mecanismo motor, pelo menos alguns mecanismos motores conhecidos incluem um sistema de degelo. Os sistemas de degelo tipicamente utilizam ar de purga do um ou mais compressores para fornecer calor para as superfícies desejadas. São fornecidos tubos para transportar o ar de purga para a localização desejada. No entanto, os tubos podem ser relativamente grandes, o que torna difícil acondicionar o sistema de degelo, e adicionalmente os tubos podem ser relativamente pesados, o que pode afetar negativamente a queima de combustível para o mecanismo motor.

[005] Consequentemente, um sistema de degelo que não depende de ar de purga seria útil. Mais particularmente, um sistema de degelo que não exija tubos para canalizar o ar de purga para uma ou mais superfícies que exigem degelo seria particularmente benéfico.

Descrição Resumida [006] Aspectos e vantagens da invenção serão apresentados em parte na descrição a seguir, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.

[007] Em uma realização exemplificativa da presente revelação, é fornecido um sistema de gerenciamento térmico para incorporação, pelo menos parcialmente, em pelo menos um dentre um mecanismo motor de turbina a gás ou uma aeronave. O sistema de gerenciamento térmico inclui um barramento de transporte térmico que tem um fluido de troca de calor que flui através do mesmo e uma bomba para gerar um fluxo do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico. O sistema de gerenciamento térmico inclui adicionalmente um ou mais trocadores de fonte de calor em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico e um módulo de troca de calor de superfície. O módulo de degelo fica em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico em uma localização a jusante do um ou mais trocadores de fonte de calor para transferir calor do fluido de transferência térmica para uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor de turbina a gás ou da aeronave.

[008] Em outra realização exemplificativa da presente revelação, é fornecido um mecanismo motor de turbina a gás. O mecanismo motor de turbina a gás inclui uma seção de compressor acoplada a uma seção de turbina por um ou mais eixos e um sistema de lubrificação principal para fornecer lubrificação para um ou mais componentes localizados em pelo menos uma dentre a seção de compressor ou a seção de turbina. O mecanismo motor de turbina a gás também inclui um sistema de gerenciamento térmico. O sistema de gerenciamento térmico inclui um barramento de transporte térmico que tem um fluido de troca de calor que flui através do mesmo, e uma bomba para gerar um fluxo do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico. O sistema de gerenciamento térmico também inclui um ou mais trocadores de fonte de calor em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico, sendo que o um ou mais fonte trocadores incluem um trocador de calor de lubrificação principal em comunicação térmica com o sistema de lubrificação principal. O sistema de gerenciamento térmico também inclui um módulo de troca de calor de superfície em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico em uma localização a jusante do um ou mais trocadores de fonte de calor para transferir calor do fluido de transferência térmica para uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor de turbina a gás.

[009] Esses e outros recursos, aspectos e vantagens da presente invenção se tornarão mais bem compreendidos com referência à descrição a seguir e às reivindicações anexas. Os desenhos anexos, que são incorporados e constituem uma parte deste relatório descritivo, ilustram realizações da invenção e, juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.

Breve Descrição das Figuras [010] Uma revelação completa e viabilizadora da presente invenção, que inclui o melhor modo da mesma, destinada a uma pessoa de habilidade comum na técnica, é apresentada no relatório descritivo, que faz referência às Figuras anexas, nas quais: A Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um mecanismo motor de turbina a gás exemplificativo de acordo com várias realizações da presente matéria; A Figura 2 é uma vista esquemática simplificada de um sistema de gerenciamento térmico de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação; A Figura 3 é uma vista esquemática simplificada de um sistema de gerenciamento térmico de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação; A Figura 4 é um módulo de troca de calor de superfície de um sistema de gerenciamento térmico de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação; e A Figura 5 é um módulo de troca de calor de superfície de um sistema de gerenciamento térmico de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação.

Descrição Detalhada da Invenção [011] Agora, será feita referência em detalhes às presentes realizações da invenção, em que um ou mais exemplos das mesmas são ilustrados nos desenhos anexos. A descrição detalhada usa designações numéricas e de letras para indicar os recursos nos desenhos. As designações semelhantes ou similares nos desenhos e na descrição foram usadas para se referir às partes semelhantes ou similares da invenção. Conforme usados no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados alternadamente para distinguir os componentes entre si e não se destinam a significar uma localização ou uma importância dos componentes individuais. Os termos “a montante” e “a jusante” se referem à direção relativa em relação ao fluxo de fluido em uma trajetória de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere à direção a partir da qual o fluido flui, e “a jusante” se refere à direção para a qual o fluido flui.

[012] Referindo-se agora aos desenhos, em que numerais idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das Figuras, a Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um mecanismo motor de turbina a gás de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. Mais particularmente, para a realização da Figura 1, o mecanismo motor de turbina a gás é um mecanismo motor a jato turbofan de alto desvio 10, denominado no presente documento como “mecanismo motor turbofan 10”. Conforme mostrado na Figura 1, o mecanismo motor turbofan 10 define uma direção axial A (que se estende paralela a uma linha central longitudinal 12 fornecida para referência) e uma direção radial R. Em geral, o mecanismo motor turbofan 10 inclui uma seção de ventilador 14 e um mecanismo motor de turbina de núcleo 16 disposto a jusante da seção de ventilador 14.

[013] O mecanismo motor de turbina de núcleo 16 exemplificativo retratado geralmente inclui um invólucro externo substancialmente tubular 18 que define uma entrada anular 20. O invólucro externo 18 envolve, em relação de fluxo serial, uma seção de compressor que inclui um compressor auxiliar ou de baixa pressão (LP) 22 e um compressor de alta pressão (HP) 24; uma seção de combustão 26; uma seção de turbina que inclui uma turbina de alta pressão (HP) 28 e uma turbina de baixa pressão (LP) 30; e uma seção de bocal de escape de jato 32. Um eixo ou bobina de alta pressão (HP) 34 conecta por meio de acionamento a turbina de HP 28 ao compressor de HP 24. Um eixo ou bobina de baixa pressão (LP) 36 conecta por meio de acionamento a turbina de LP 30 ao compressor de LP 22.

[014] Para uma realização retratada, a seção de ventilador 14 inclui um ventilador de passo variável 38 que tem uma pluralidade de pás de ventilador 40 acopladas a um disco 42 de maneira separada. Conforme retratado, as pás de ventilador 40 se estendem para fora do disco 42 geralmente ao longo da direção radial R. Cada pá de ventilador 40 é giratória em relação ao disco 42 ao redor de um eixo geométrico de passo P em virtude de as pás de ventilador 40 serem acopladas operacionalmente a um membro de atuação adequado 44 configurado para variar coletivamente o passo das pás de ventilador 40 em sincronia. As pás de ventilador 40, o disco 42 e o membro de atuação 44 são giratórios, juntos, ao redor do eixo geométrico longitudinal 12 pelo eixo de LP 36 através de uma caixa de engrenagens de potência 46. A caixa de engrenagens de potência 46 inclui uma pluralidade de engrenagens para reduzir a velocidade de giro do eixo de LP 36 para uma velocidade de giro de ventilador mais eficiente.

[015] Ainda em referência à realização exemplificativa da Figura 1, o disco 42 é coberto pelo cubo frontal giratório 48 aerodinamicamente contornado para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás de ventilador 40. Adicionalmente, a seção de ventilador 14 exemplificativa inclui um invólucro de ventilador anular ou nacela externa 50 que circunda circunferencialmente o ventilador 38 e/ou pelo menos uma porção do mecanismo motor de turbina de núcleo 16. A nacela 50 é sustentada em relação ao mecanismo motor de turbina de núcleo 16 por uma pluralidade de palhetas de guia de saída espaçadas circunferencialmente 52. Além disso, a nacela 50 se estende sobre uma porção externa do mecanismo motor de turbina de núcleo 16 de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de desvio 56 entre as mesmas.

[016] Durante o funcionamento do mecanismo motor turbofan 10, um volume de ar 58 entra no turbofan 10 através de uma entrada associada 60 da nacela 50 e/ou da seção de ventilador 14. Conforme o volume de ar 58 passa através das pás de ventilador 40, uma primeira porção do ar 58, conforme indicado pelas setas 62, é direcionada ou encaminhada para dentro da passagem de fluxo de ar de desvio 56, e uma segunda porção do ar 58, conforme indicado pela seta 64, é direcionada ou encaminhada para dentro do compressor de LP 22. Uma razão entre a primeira porção de ar 62 e a segunda porção de ar 64 é comumente conhecida como uma razão de desvio. A pressão da segunda porção de ar 64 é, então, aumentada conforme a mesma é encaminhada através do compressor de alta pressão (HP) 24 e para dentro da seção de combustão 26, onde é misturada com combustível e queimada para fornecer gases de combustão 66. Subsequentemente, os gases de combustão 66 são encaminhados através da turbina de HP 28 e da turbina de LP 30, onde uma porção de energia térmica e/ou cinética dos gases de combustão 66 é extraída.

[017] Os gases de combustão 66 são então encaminhados através da seção de bocal de escape de jato 32 do mecanismo motor de turbina de núcleo 16 para fornecer impulso propulsor. Simultaneamente, a pressão da primeira porção de ar 62 é substancialmente aumentada conforme a primeira porção de ar 62 é encaminhada através da passagem de fluxo de ar de desvio 56 antes de ser exaurida de uma seção de bocal de escape de ventilador 76 do turbofan 10, que também fornece impulso propulsor.

[018] Além disso, conforme é esquematicamente retratado, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo inclui adicionalmente vários sistemas de acessórios para auxiliar na operação do mecanismo motor turbofan 10 e/ou de uma aeronave que inclui o mecanismo motor turbofan 10 (por exemplo, Figura 3). Por exemplo, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo inclui adicionalmente um sistema de lubrificação principal 78 configurado para fornecer um lubrificante, por exemplo, para vários mancais e engrenamentos na seção de compressor (que inclui o compressor de LP 22 e o compressor de HP 24), na seção de turbina (que inclui uma turbina de HP 28 e uma turbina de LP 30), na bobina de HP 34, na bobina de LP 36 e na caixa de engrenagens de potência 46. O lubrificante fornecido pelo sistema de lubrificação principal 78 pode aumentar a vida útil de tais componentes e pode remover uma certa quantidade de calor de tais componentes. Adicionalmente, o mecanismo motor turbofan 10 inclui um sistema de ar de resfriamento de compressor (CCA) 80 para fornecer ar de um dentre o compressor de HP 24 ou o compressor de LP 22, ou ambos, para uma dentre uma turbina de HP 28 ou uma turbina de LP 30, ou ambas. Além disso, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo inclui um sistema de controle de folga térmica ativa (ACC) 82 para resfriar um invólucro da seção de turbina para manter uma folga entre as várias pás de rotor de turbina e o invólucro de turbina dentro de uma faixa desejada por todas as várias condições operacionais de mecanismo motor. Além disso, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo inclui um sistema de lubrificação de gerador 84 para fornecer lubrificação para um gerador eletrônico, bem como remoção de resfriamento/calor para o gerador eletrônico. O gerador eletrônico pode fornecer potência elétrica para, por exemplo, um motor elétrico de partida para o mecanismo motor turbofan 10 e/ou vários outros componentes eletrônicos do mecanismo motor turbofan 10 e/ou de uma aeronave que inclui o mecanismo motor turbofan 10.

[019] Como também é retratado esquematicamente, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo aciona ou habilita diversos outros sistemas de acessórios, por exemplo, para uma aeronave (tal como a aeronave 200 descrita abaixo em referência à Figura 3) que incluem o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo. Por exemplo, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo fornece ar comprimido da seção de compressor para um sistema de controle ambiental (ECS) 86. O ECS 86 pode fornecer um suprimento de ar para uma cabine da aeronave para pressurização e controle térmico. Adicionalmente, o ar pode ser fornecido do mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo para um sistema de resfriamento de equipamentos eletrônicos 88 para manter uma temperatura de certos componentes eletrônicos do mecanismo motor turbofan 10 e/ou da aeronave dentro de uma faixa desejada.

[020] Os mecanismos motores de turbofan 10 e/ou aeronaves anteriores incluíam trocadores de calor individuais para cada um desses sistemas de acessórios para remover calor de ar e/ou lubrificação em tais sistemas. No entanto, aspectos da presente revelação incluem um sistema de gerenciamento térmico 100 (consultar a Figura 2) para transferir calor de alguns ou todos esses sistemas de acessórios para remover com mais eficiência tal calor e/ou utilizar tal calor.

[021] Deve ser avaliado, entretanto, que o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo representado na Figura 1 é somente a título de exemplo, e que em outras realizações exemplificativas, aspectos da presente revelação podem, adicional ou alternativamente, ser aplicados a qualquer outro mecanismo motor de turbina a gás adequado. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, o mecanismo motor turbofan 10 pode, em vez disso, ser qualquer outro mecanismo motor de turbina a gás aeronáutico adequado, tal como um mecanismo motor turbojato, mecanismo motor turboeixo, mecanismo motor turbopropulsor, etc. Adicionalmente, em ainda outras realizações exemplificativas, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo pode incluir ou ser operacionalmente conectado a quaisquer outros sistemas de acessórios adequados. Adicional ou alternativamente, o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo pode não incluir ou ser operacionalmente conectado a um ou mais dentre os sistemas de acessórios discutidos acima.

[022] Agora, em referência à Figura 2, é fornecido um diagrama de fluxo esquemático de um sistema de gerenciamento térmico 100 de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação para incorporação, pelo menos parcialmente, no mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo da Figura 1, a aeronave exemplificativa 200 da Figura 3 (discutida abaixo), e/ou a aeronave 200 e o mecanismo motor 206 exemplificativos das Figuras 4 e 5 (discutidos abaixo).

[023] Conforme mostrado, o sistema de gerenciamento térmico 100 geralmente inclui um barramento de transporte térmico 102. O barramento de transporte térmico 102 inclui um fluido de troca de calor intermediário que flui através do mesmo e pode ser formado de um ou mais condutos de fluido adequados. O fluido de troca de calor pode ser um fluido incompressível que tem uma faixa operacional de temperatura alta. Por exemplo, em certas realizações, o fluido de troca de calor pode ser uma mistura de água e etanol, ou qualquer fluido dielétrico adequado. Uma bomba 104 é fornecida em comunicação fluida com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102 para gerar um fluxo do fluido de troca de calor no/através do barramento de transporte térmico 102. Conforme visto na Figura 2, a bomba 104 pode gerar um fluxo do fluido de troca de calor geralmente em um sentido horário através do barramento de transporte térmico 102. A bomba 104 pode ser uma bomba giratória que inclui uma hélice ou, alternativamente, pode ser qualquer outra bomba de fluido adequada. Adicionalmente, a bomba 104 pode ser alimentada por um motor elétrico ou, alternativamente, pode estar em comunicação mecânica com e alimentada, por exemplo, pelo eixo de HP 34 ou pelo eixo de LP 36 do mecanismo motor turbofan 10. Em ainda outras realizações, a bomba 104 pode ser alimentada por uma turbina auxiliar, que, por sua vez, pode ser alimentada por ar de purga de uma seção de compressor de um mecanismo motor de turbina a gás dentro do qual o sistema 100 é incorporado.

[024] Além disso, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo inclui um ou mais trocadores de fonte de calor 106 em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102. Especificamente, o sistema de gerenciamento térmico 100 retratado inclui uma pluralidade de trocadores de fonte de calor 106. A pluralidade de trocadores de fonte de calor 106 é configurada para transferir calor de um ou mais dentre os sistemas de acessórios do mecanismo motor turbofan 10 (ou em comunicação operável com o mecanismo motor turbofan 10) para o fluído de troca de calor no barramento de transporte térmico 102. Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, a pluralidade de trocadores de fonte de calor 106 pode incluir um ou mais dentre: um trocador de calor de sistema de lubrificação principal para transferir calor do sistema de lubrificação principal 78; um trocador de fonte de calor de sistema CCA para transferir calor do sistema CCA 80; um trocador de fonte de calor de sistema ACC para transferir calor do sistema ACC 82; um trocador de fonte de calor de sistema de lubrificação de gerador para transferir calor do sistema de lubrificação de gerador 84; um trocador de calor de ECS para transferir calor do ECS 86; um trocador de calor de sistema de resfriamento de equipamentos eletrônicos para transferir calor do sistema de resfriamento de equipamentos eletrônicos 88; um trocador de calor de sistema de compressão de vapor; um trocador de calor de sistema de ciclo de ar; e um trocador de fonte de calor de sistema(s) auxiliar(es). A título de exemplo, o trocador de fonte de calor de sistema(s) auxiliar(es) pode ser configurado para transferir calor de um ou mais dentre um sistema de radar, um sistema de defesa, sistemas de entretenimento de passageiros, etc. Consequentemente, um sistema de gerenciamento térmico 100 de acordo com uma realização exemplificativa da Figura 2 pode transferir calor de uma variedade de sistemas independentes para o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102 para remoção.

[025] Para a realização retratada, existem três trocadores de fonte de calor 106, em que cada um dos três trocadores de fonte de calor 106 é disposto em fluxo em série ao longo do barramento de transporte térmico 102. No entanto, em outras realizações exemplificativas, qualquer outro número adequado de trocadores de fonte de calor 106 pode ser incluído e um ou mais dentre os trocadores de fonte de calor 106 pode ser disposto em fluxo paralelo ao longo do barramento de transporte térmico 102. Por exemplo, em outras realizações, pode haver um único trocador de fonte de calor 106 em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico, ou alternativamente, pode haver pelo menos dois trocadores de fonte de calor 106, pelo menos quatro trocadores de fonte de calor 106, pelo menos cinco trocadores de fonte de calor 106 ou pelo menos seis trocadores de fonte de calor 106 em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102.

[026] Adicionalmente, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo da Figura 2 inclui adicionalmente um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 permanente ou seletivamente em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102. O um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 são localizado a jusante da pluralidade de trocadores de fonte de calor 106 e são configurados para transferir calor do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102, por exemplo, para a atmosfera, para o combustível, para uma corrente de ventilador, etc. Por exemplo, em certas realizações o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 podem incluir pelo menos um dentre um trocador de calor de RAM, um trocador de calor de combustível, um trocador de calor de corrente de ventilador, um trocador de calor de ar de purga, um interarrefecedor de mecanismo motor, ou uma saída de ar frio de um sistema de ciclo de ar. O trocador de calor de RAM pode ser configurado como um trocador de calor de “ar para fluido de troca de calor” integrado em um dentre o mecanismo motor turbofan 10 ou uma aeronave que inclui o mecanismo motor turbofan 10, ou ambos. Durante a operação, o trocador de calor de RAM pode remover calor de qualquer fluido de troca de calor no mesmo fluindo-se uma certa quantidade de ar de RAM sobre o trocador de calor de RAM. Adicionalmente, o trocador de calor de combustível é um trocador de calor de “fluido para fluido de troca de calor” em que o calor do fluido de troca de calor é transferido para uma corrente de combustível líquido para o mecanismo motor turbofan 10. Além disso, o trocador de calor de corrente de ventilador é geralmente um trocador de calor de “ar para fluido de troca de calor” que flui, por exemplo, ar de desvio sobre fluido de troca de calor para remover calor do fluido de troca de calor. Adicionalmente, o trocador de calor de ar de purga é geralmente um trocador de calor de “ar para fluido de troca de calor” que flui, por exemplo, ar de purga do compressor de LP sobre o fluido de troca de calor para remover calor do fluido de troca de calor.

[027] Para a realização da Figura 2, o pelo menos um trocador dissipador de calor 108 do sistema de gerenciamento térmico 100 retratado inclui uma pluralidade de trocadores dissipadores de calor individuais 108. Mais particularmente, para a realização da Figura 2, o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 incluem três trocadores dissipadores de calor 108 dispostos em série. Os três trocadores dissipadores de calor 108 são configurados como um trocador de calor de RAM, um trocador de calor de combustível e um trocador de calor de corrente de ventilador. No entanto, em outras realizações exemplificativas, o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 podem incluir qualquer outro número adequado de trocadores dissipadores de calor 108. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, um único trocador dissipador de calor 108 pode ser fornecido, pelo menos dois trocadores dissipadores de calor 108 podem ser fornecidos, pelo menos quatro trocadores dissipadores de calor 108 podem ser fornecidos ou pelo menos cinco trocadores dissipadores de calor 108 podem ser fornecidos. Adicionalmente, em ainda outras realizações exemplificativas, dois ou mais do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 podem ser alternativamente dispostos em fluxo paralelo um com o outro.

[028] Ainda em referência à realização exemplificativa retratada na Figura 2, a pluralidade de trocadores dissipadores de calor 108 fica seletívamente em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102. Mais particularmente, o sistema de gerenciamento térmico 100 retratado inclui uma pluralidade de linhas de desvio 110 para desviar seletivamente cada trocador dissipador de calor 108 na pluralidade de trocadores dissipadores de calor 108. Cada linha de desvio 110 se estende entre uma junção a montante 112 e uma junção a jusante 114 em que a junção a montante 112 é localizada imediatamente a montante de um respectivo trocador dissipador de calor 108 e a junção a jusante 114 é localizada imediatamente a jusante do respectivo trocador dissipador de calor 108. Adicionalmente, cada linha de desvio 110 se encontra na respectiva junção a montante 112 com o barramento de transporte térmico 102 por meio de uma válvula de dissipador de calor de três vias 116. Cada uma das válvulas de dissipador de calor de três vias 116 inclui uma entrada conectada de forma fluida com o barramento de transporte térmico 102, uma primeira saída conectada de forma fluida com o barramento de transporte térmico 102 e uma segunda saída conectada de forma fluida com a linha de desvio 110. Cada uma das válvulas de dissipador de calor de três vias 116 pode ser uma válvula de três vias de rendimento variável, de modo que as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 possam variar um rendimento da entrada para a primeira e/ou a segunda saídas. Por exemplo, as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 podem ser configuradas para fornecer qualquer quantidade entre zero por cento (0%) e cem por cento (100%) do fluido de troca de calor da entrada para a primeira saída e, de forma similar, as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 podem ser configuradas para fornecer qualquer quantidade entre zero por cento (0%) e cem por cento (100%) do fluido de troca de calor da entrada para a segunda saída.

[029] Notavelmente, as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 podem estar em comunicação operável com um controlador do mecanismo motor turbofan 10 e/ou de uma aeronave que inclui o mecanismo motor turbofan 10. O controlador pode desviar um ou mais do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 com base em, por exemplo, uma condição operacional do mecanismo motor turbofan 10 e/ou da aeronave, uma temperatura do fluido de troca de calor e/ou quaisquer outras variáveis adequadas. Alternativamente, o controlador pode desviar um ou mais do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 com base em uma entrada de usuário.

[030] Adicionalmente, cada linha de desvio 110 também se encontra na respectiva junção a jusante 114 com o barramento de transporte térmico 102. Entre cada trocador dissipador de calor 108 e a junção a jusante 114, o barramento de transporte térmico 102 inclui uma válvula de verificação 118 para garantir uma direção de fluxo apropriada do fluido de troca de calor. Mais particularmente, a válvula de verificação 118 evita um fluxo de fluido de troca de calor da junção a jusante 114 em direção ao respectivo trocador dissipador de calor 108.

[031] O sistema de gerenciamento térmico 100 da Figura 2 pode remover de forma mais eficiente calor dos vários sistemas de acessórios do mecanismo motor turbofan 10 e/ou da aeronave. Por exemplo, os vários sistemas de acessórios podem gerar uma quantidade variável de calor que depende de várias condições operacionais do mecanismo motor turbofan 10 e/ou da aeronave. No entanto, nem todos os sistemas de acessórios definem o mesmo padrão de calor (isto é, nem todos os sistemas de acessórios aquecem e resfriam ao mesmo tempo). Por exemplo, o sistema de lubrificação principal 78 pode exigir uma quantidade máxima de remoção de calor durante condições de alta carga do mecanismo motor turbofan 10. Em contrapartida, no entanto, o ECS 86 pode exigir uma quantidade máxima de remoção de calor durante voo em grandes altitudes. Consequentemente, através da integração da remoção de calor para a variedade de diferentes sistemas de acessório, menos trocadores de calor podem ser exigidos para remover uma quantidade desejada de calor e/ou trocadores de calor menores podem ser exigidos para remover uma quantidade desejada de calor.

[032] Além disso, devido à configuração dos diversos trocadores dissipadores de calor 108 (e/ou um módulo de troca de calor de superfície 136, discutida abaixo) estar em comunicação térmica seletiva com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102, o calor pode ser removido dos diversos sistemas de acessórios de uma maneira mais eficiente. Por exemplo, quando é exigido que uma quantidade relativamente baixa de calor seja removida do fluido de troca de calor, o dissipador de trocador de calor 108 mais eficiente (e/ou o módulo de troca de calor de superfície 136, discutido abaixo) pode ser utilizado e os outros desviados. No entanto, quando é exigido que uma quantidade de calor relativamente alta seja removida do fluido de troca de calor, os trocadores dissipadores de calor 108 adicionais (e/ou o módulo de troca de calor de superfície 136, discutido abaixo) também podem ser utilizados.

[033] Além disso, nas realizações exemplificativas que incluem uma pluralidade de trocadores dissipadores de calor 108 (e/ou o módulo de troca de calor de superfície 136, discutido abaixo) que têm capacidade de desvio, por exemplo, os trocadores dissipadores de calor 108 adicionais (e/ou o módulo de troca de calor de superfície 136, discutida abaixo) têm o benefício de adicionar redundância ao sistema de gerenciamento térmico 100. Por exemplo, no caso de uma falha de um ou mais dentre os trocadores dissipadores de calor 108 ou porções associadas do barramento de transporte térmico 102, o fluido de troca de calor pode ser encaminhado ao redor de tal falha e o sistema 100 pode continuar a fornecer pelo menos alguma remoção de calor.

[034] Ainda em referência à Figura 2, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo retratado é configurado para usar um fluido de transporte térmico incompressível, de fase única. Deve ser avaliado, no entanto, que em outras realizações, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode, em vez disso, usar um fluido de mudança de fase. Com essa realização, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode incluir um compressor para comprimir o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102, e um dispositivo de expansão para expandir o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102. O compressor 120 pode ficar seletivamente em comunicação fluida com o fluido de troca de calor em uma localização a jusante dos trocadores de fonte de calor 106 e a montante do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108. Em contrapartida, o dispositivo de expansão 122 pode ficar seletivamente em comunicação fluida com o fluido de troca de calor em uma localização a jusante do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 e a montante dos trocadores de fonte de calor 106. Nessa realização exemplificativa, o compressor 120 pode ser acionado por, por exemplo, um motor elétrico ou, alternativamente, pode ficar em comunicação mecânica com e acionado por um componente giratório do mecanismo motor turbofan 10, tal como o eixo de HP 34 ou o eixo de LP 36. Notavelmente, com essa configuração, o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 (e/ou o módulo de degelo 136, discutido abaixo) atuariam como um condensador, e a pluralidade de trocadores de fonte de calor 106 atuariam como um evaporador. Essa configuração pode permitir remoção de calor eficiente a partir dos diversos trocadores de fonte de calor 106, e transferência de calor para o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 (e/ou o módulo de degelo 136). Também deve ser avaliado que em certas realizações exemplificativas, o dispositivo de expansão pode ser utilizado como um dispositivo gerador de potência configurado para gerar potência giratória de um fluxo de fluido de troca de calor através do mesmo.

[035] Conforme é retratado, o barramento de transporte térmico 102 inclui adicionalmente uma linha de desvio de compressor 124 para desviar seletivamente o compressor 120 e uma linha de desvio de dispositivo de expansão 126 para desviar seletivamente o dispositivo de expansão 122. Além disso, uma válvula de desvio de compressor de três vias 128 é posicionada em uma junção a montante 130 para desviar seletivamente o compressor 120 e, de forma similar, uma válvula de desvio de dispositivo de expansão de três vias 132 é posicionada em uma junção a montante 134 para desviar seletivamente o dispositivo de expansão 122. Cada uma dentre a válvula de desvio de compressor de três vias 128 e a válvula de desvio de dispositivo de expansão de três vias 132 pode ser configurada substancialmente da mesma maneira que as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 exemplificativas descritas acima para desviar a operação de um respectivo trocador dissipador de calor 108.

[036] Adicionalmente, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo da Figura 2 adicionalmente inclui um refrigerador de combustível 144 seletivamente em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102 em uma localização a montante da pluralidade de trocadores de fonte de calor 106 e a jusante do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108. O refrigerador de combustível 144 pode ser configurado para remover calor do combustível do mecanismo motor turbofan 10 para ajudar a manter o combustível dentro de uma faixa de temperatura desejada. Como com vários outros componentes do sistema de gerenciamento térmico 100 da Figura 2, o sistema de gerenciamento térmico 100 adicionalmente inclui uma linha de desvio de refrigerador de combustível 146 para desviar seletivamente o refrigerador de combustível 144 e uma válvula de desvio de refrigerador de combustível de três vias 148. A válvula de desvio de refrigerador de combustível de três vias 148 fica localizada em uma junção a montante 150 e conecta de forma fluida o barramento de transporte térmico 102 e a linha de desvio de refrigerador de combustível 146. A válvula de desvio de refrigerador de combustível 148 pode ser uma válvula de três vias de rendimento variável configurada substancialmente da mesma maneira que as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 exemplificativas descritas acima para desviar a operação de um respectivo trocador dissipador de calor 108.

[037] Além disso, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo da Figura 2 inclui recursos para aquecer ou degelar certos componentes de uma aeronave e/ou do mecanismo motor turbofan 10. Especificamente, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo inclui um módulo de troca de calor de superfície 136 em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102 em uma localização a jusante do um ou mais trocadores de fonte de calor 106 para transferir calor do fluido de transferência térmica para uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor turbofan 10 ou de uma aeronave (por exemplo, a aeronave 200 das Figuras 3 e/ou 4). Para a realização retratada, o módulo de troca de calor de superfície 136 também fica localizado a montante do um ou mais trocadores dissipadores de calor 108. No entanto, em outras realizações, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode, em vez disso, ficar localizado em qualquer localização adequada a jusante do um ou mais trocadores de fonte de calor 106. Por exemplo, em outras realizações, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode ficar localizado a montante da bomba 120, ou alternativamente pode ficar localizado a jusante de um ou mais dos trocadores dissipadores de calor 108.

[038] Adicionalmente, para a realização retratada o sistema de gerenciamento térmico 100 adicionalmente inclui um linha de desvio 138 para desviar seletivamente o módulo de troca de calor de superfície 136. Um válvula de módulo de troca de calor de superfície de três vias 140 é posicionada em uma junção a montante 142 para ativar seletivamente o módulo de troca de calor de superfície 136. A válvula de módulo de troca de calor de superfície de três vias 140 pode ser configurada substancialmente da mesma maneira que as válvulas de dissipador de calor de três vias 116 exemplificativas descritas acima para a operação de desvio de um respectivo trocador dissipador de calor 108.

[039] Dependendo, por exemplo, da aeronave, do mecanismo motor e/ou das condições atmosféricas, pode haver uma propensão à formação de gelo na superfície de diversos componentes do mecanismo motor turbofan 10 e/ou da aeronave. Consequentemente, como será explicado em maiores detalhes abaixo, em referência à Figura 3 e às Figuras 4 e 5, pelo menos em certas realizações exemplificativas, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode ser configurado como um módulo de degelo que inclui um ou mais trocadores de calor para integração em uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor turbofan 10 e/ou da aeronave. Notavelmente, a inclusão de um módulo de troca de calor de superfície/degelo com um sistema de gerenciamento térmico pode servir a uma função dupla de degelo ou aquecimento de certos componentes de uma aeronave e/ou de mecanismo motor turbofan, bem como remover calor a partir de um fluido de troca de calor que flui através de um barramento de transporte térmico do sistema de gerenciamento térmico. Consequentemente, essa configuração pode proporcionar um sistema mais eficiente para degelar certos componentes do mecanismo motor turbofan e/ou da aeronave utilizando-se calor perdido removido de um ou mais outros componentes/sistemas da aeronave e/ou do mecanismo motor.

[040] Deve ser avaliado, entretanto, que o sistema de gerenciamento térmico 100 é fornecido somente a título de exemplo e que, em outras realizações exemplificativas, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode ser configurado de qualquer outra maneira adequada. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode não operar em um ciclo de refrigeração, isto é, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode não incluir um dentre o compressor 120 ou o dispositivo de expansão 122, ou ambos. Adicionalmente, em outras realizações exemplificativas, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode não incluir certos outros componentes retratados na Figura 2, tal como o refrigerador de combustível 144. Adicionalmente, em ainda outras realizações, o sistema de gerenciamento térmico 100 pode ser configurado como um sistema de gerenciamento térmico de troca de calor de superfície, dedicado. Consequentemente, nessa configuração, o sistema de gerenciamento térmico pode não incluir um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102, e em vez disso, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode ser configurado como o meio primário para remover calor do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102.

[041] Sem referência a qualquer Figura em particular, em uma realização exemplificativa da presente revelação, o um ou mais trocadores de fonte de calor 106 podem incluir, um sistema de compressão de vapor (isto é, uma porção de condensador do sistema de compressão de vapor) e um trocador de calor de um sistema de ciclo de ar (configurado para receber ar do mecanismo motor turbofan e resfriar esse para ser fornecido para a aeronave). No ponto mais quente, a jusante do trocador de calor de sistema de ciclo de ar, o barramento de transporte térmico 100 pode incluir o módulo de troca de calor de superfície 136. Uma porção do calor do fluido de transporte térmico pode ser transferida através do módulo de troca de calor de superfície 136. O barramento de transporte térmico 100 pode, então, incluir uma pluralidade de trocadores dissipadores de calor 108, tais como um interarrefecedor de mecanismo motor, um trocador de calor de ar de RAM, e uma saída de ar frio do sistema de ciclo de ar. Notavelmente, o barramento de transporte térmico 100 pode adicionalmente incluir um dissipador de trocador de calor 108 localizado entre dois dos trocadores de fonte de calor 106 (por exemplo, um trocador de calor de sistema de combustível localizado entre a porção de condensador do sistema de compressão de vapor e o trocador de calor do sistema de ciclo de ar).

[042] Agora em referência à Figura 3, é fornecido um sistema de gerenciamento térmico 100 de acordo com outra realização exemplificativa da presente revelação. O sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo retratado esquematicamente na Figura 3 pode ser configurado substancialmente da mesma maneira que o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo descrito acima em referência à Figura 2. Numerais semelhantes foram usados na Figura 3 para identificar os mesmos componentes, ou similares, que o sistema de gerenciamento térmico 100 da Figura 2.

[043] Para a realização da Figura 3, o sistema de gerenciamento térmico 100 é incorporado em uma aeronave 200 e, pelo menos parcialmente, em um mecanismo motor de turbina a gás. A aeronave 200 exemplificativa retratada na Figura 3 geralmente define uma linha central longitudinal 202 que se estende através da mesma, uma direção lateral L, uma extremidade dianteira 204, e uma extremidade traseira 206. Além disso, a aeronave 200 inclui uma fuselagem 208, que se estende longitudinalmente a partir da extremidade dianteira 202 da aeronave 200 em direção à extremidade traseira 204 da aeronave 200, e um par de asas 210. Uma primeira dessas asas 210 se estende lateralmente para fora em relação à linha central longitudinal 14 a partir de um lado de porta 212 da fuselagem 208 e uma segunda dessas asas 210 se estende lateralmente para fora em relação à linha central longitudinal 14 de um lado de estibordo 214 da fuselagem 208. Cada uma das asas 210, para a realização exemplificativa retratada, inclui um bordo de ataque 216 e um bordo de fuga 218. A aeronave 200 inclui adicionalmente um estabilizador vertical 220 que tem um flape de leme 34 para controle de guinada, e um par de estabilizadores horizontais 222, sendo que cada um tem um flape elevador 38 para controle de arfagem. A fuselagem 208 inclui adicionalmente uma superfície externa 224. Deve ser avaliado, no entanto, que, em outras realizações exemplificativas, da presente revelação, a aeronave 200 pode incluir adicional ou alternativamente qualquer outra configuração adequada de estabilizador que pode ou não se estender diretamente ao longo de uma direção vertical V ou da direção lateral L.

[044] A aeronave 200 exemplificativa da Figura 3 adicionalmente inclui um par de mecanismos motores de aeronave, pelo menos um dos quais montado em cada uma do par de asas 210. Para a realização retratada, os mecanismos motores de aeronave são configurados como um primeiro mecanismo motor a jato turbofan 226 e um segundo mecanismo motor a jato turbofan 228, cada suspenso abaixo das asas 210 em uma configuração sob a asa.

[045] Além disso, conforme indicado, o sistema de gerenciamento térmico 100 da Figura 3 é integrado na aeronave 200 exemplificativa e/ou em um ou mais dos mecanismos motores turbofan 226, 228. Como com o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo descrito acima em referência à Figura 2 o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo inclui um barramento de transporte térmico 102 que tem um fluido de troca de calor que flui através do mesmo, em conjunto com uma bomba 104 para gerar um fluxo do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102. Adicionalmente, o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo inclui um ou mais trocadores de fonte de calor 106 e um ou mais trocadores dissipadores de calor 108. Uma pluralidade de trocadores de fonte de calor 106 fica em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico 102 e o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 ficam permanente ou seletivamente em comunicação térmica com o fluido de troca de calor em um barramento de transporte térmico 102.

[046] Adicionalmente, para o sistema de gerenciamento térmico 100 exemplificativo da Figura 3, o um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 são posicionados em uma localização a jusante do um ou mais trocadores de fonte de calor 106 ao longo do barramento de transporte térmico 102. Deve ser avaliado que o sistema de gerenciamento térmico 100 da Figura 3 é retratado esquematicamente, e que o um ou mais trocadores de fonte de calor 106 e/ou um ou mais trocadores dissipadores de calor 108 podem ser instalados em qualquer localização dentro da aeronave 200 e/ou dos mecanismos motores turbofan 226, 228. Por exemplo, na realização exemplificativa da Figura 3, um ou mais dentre os trocadores de fonte de calor 106 podem ficar localizados no mecanismo motor turbofan 226 e um ou mais dentre os trocadores de fonte de calor 106 podem ficar localizados na aeronave 200. De modo similar, um ou mais dentre os trocadores dissipadores de calor 108 podem ficar localizados no mecanismo motor turbofan 226 e um ou mais dentre os trocadores dissipadores de calor 108 podem ficar localizados em outro lugar dentro da aeronave 200.

[047] Conforme também é representado na Figura 3, o sistema de gerenciamento térmico 100 inclui um módulo de troca de calor de superfície 136 que inclui um ou mais trocadores de calor 238 (retratados em tracejado) para fornecer calor para certos componentes da aeronave 200 e/ou dos mecanismos motores turbofan 226, 228. O módulo de troca de calor de superfície 136 pode ser configurado para degelar certas superfícies da aeronave 200 ou simplesmente aquecer certas superfícies da aeronave 200.

[048] Agora em referência às Figuras 4 e 5, é fornecido um módulo de troca de calor de superfície 136 de um sistema de gerenciamento térmico 100 de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. Mais especificamente, a Figura 4 fornece uma vista em perspectiva de um lado de porta 212 de uma aeronave 200 que tem o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo do sistema de gerenciamento térmico 100 incorporado à mesma, e A Figura 5 fornece um vista esquemática lateral de um mecanismo motor turbofan 226 da aeronave 200 exemplificativa da Figura 4 que tem o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo do sistema de gerenciamento térmico 100 incorporado à mesma. Notavelmente, embora não retratado nas Figuras 4 e 5, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo retratado é incorporado em um sistema de gerenciamento térmico 100, tal como o sistema de gerenciamento térmico 100 descrito acima em referência à Figura 2 e/ou à Figura 3.

[049] Além disso, a aeronave 200 exemplificativa da Figura 4 pode ser configurada substancialmente da mesma maneira que a aeronave 200 exemplificativa descrita acima em referência à Figura 3. Por exemplo, a aeronave 200 geralmente inclui uma fuselagem 208 e um par de asas 210. Uma primeira asa do par de asas 210 se estende lateralmente para fora de um lado de estibordo 214 da aeronave 200 (não mostrado) e uma segunda asa do par de asas 210 se estende lateralmente para fora de um lado de porta 212 oposto da aeronave 200. A aeronave 200 pode incluir um ou mais mecanismos motores de aeronave montados abaixo de cada uma do par de asas 210. Para a realização retratada, a aeronave 200 inclui o mecanismo motor turbofan 226 montado abaixo da asa 210 que se estende para fora do lado de porta 212 da aeronave 200.

[050] Agora em referência particularmente à Figura 5, o mecanismo motor turbofan 226 exemplificativo geralmente define uma direção axial A (que se estende paralela a uma linha central longitudinal 12 fornecida para referência), uma direção radial R e uma direção circunferencial (não mostrada). O mecanismo motor turbofan 226 retratado na Figura 5 pode ser configurado substancialmente da mesma maneira que o mecanismo motor turbofan 10 exemplificativo descrito acima em referência à Figura 1. Consequentemente, a mesma numeração, ou similar, pode referenciar os mesmos componentes, ou similares.

[051] O mecanismo motor turbofan 226 exemplificativo geralmente inclui uma seção de ventilador 14 e um mecanismo motor de turbina de núcleo 16 disposto a jusante da seção de ventilador 14. O mecanismo motor de turbina de núcleo 16 exemplificativo retratado geralmente inclui um invólucro externo substancialmente tubular 18 que define uma entrada anular 20. O invólucro externo 18 reveste, em relação de fluxo serial, uma seção de compressor; uma seção de combustão 26; uma seção de turbina; e uma seção de bocal de escape de jato 32. Um par de eixos 34, 36 conecta por meio de acionamento a seção de compressor à seção de turbina.

[052] Para a realização retratada, a seção de ventilador 14 inclui um ventilador 38 que tem uma pluralidade de pás de ventilador 40 acopladas a um disco de rotor 42 de uma maneira separada. O disco 42 é coberto pelo cubo frontal giratório 48 contornado aerodinamicamente para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás de ventilador 40. Adicionalmente, a seção de ventilador 14 exemplificativa inclui um invólucro de ventilador anular ou nacela externa 50 que circunda circunferencialmente o ventilador 38 e/ou pelo menos uma porção do mecanismo motor de turbina de núcleo 16. A nacela externa 50 pode geralmente incluir uma carenagem de nariz 230 posicionada em uma extremidade dianteira da nacela 50 que define uma entrada 60 para o mecanismo motor turbofan 226, e uma carenagem de ventilador 232 posicionada atrás da carenagem de nariz 230 e que se estende ao redor de/rodeia o ventilador 38.

[053] Durante a operação do mecanismo motor turbofan 226, um volume de ar 58 entra no turbofan 10 através de uma entrada 60 da nacela 50 e/ou da seção de ventilador 14. Conforme o volume de ar 58 passa através das pás de ventilador 40, uma primeira porção do ar 58, conforme indicado pelas setas 62, é direcionada ou encaminhada para dentro da passagem de fluxo de ar de desvio 56, e uma segunda porção do ar 58, conforme indicado pela seta 64, é direcionada ou encaminhada para dentro do trajeto de ar de núcleo 37. O volume de ar 58 é separado na primeira e segunda porções de ar 62, 64 por um divisor 234 que se estende ao redor da entrada 20 para o trajeto de ar de núcleo 37. Adicionalmente, uma ou mais palhetas-guia de entrada 236 são posicionadas em uma extremidade dianteira do trajeto de ar de núcleo 37, próxima à entrada 20, para direcionar o segundo fluxo de ar 64 de uma maneira desejada através do trajeto de ar de núcleo 37.

[054] Ainda em referência às Figuras 4 e 5, conforme sinalizado, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo retratado é incorporado em um sistema de gerenciamento térmico 100 de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. Consequentemente, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo pode ficar em comunicação térmica com um fluido de troca de calor em um barramento de transporte térmico 102 em uma localização a jusante de um ou mais trocadores de fonte de calor 106 do sistema de gerenciamento térmico 100. O módulo de troca de calor de superfície 136 pode, desse modo, ser configurado para transferir calor do fluido de transferência térmica para uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor turbofan 226 da aeronave 200. Mais particularmente, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo inclui uma pluralidade de trocadores de calor 238 para integração na superfície do um ou mais componentes da aeronave 200, conectados por meio de uma pluralidade de condutos 239. Por exemplo, em referência particularmente à Figura 4, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo retratado inclui uma pluralidade de trocadores de calor 238 integrados em uma superfície externa 240 da asa 210 da aeronave 200 e em uma superfície externa 224 de uma fuselagem 208 da aeronave 200. Mais particularmente, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo retratado inclui um ou mais trocadores de calor 238 integrados na superfície 240 da asa 210 no bordo de ataque 216 da asa 210 no lado de porta 212 da aeronave 200, na superfície 240 da asa 210 no bordo de fuga 218 da asa 210 no lado de porta 212 da aeronave 200, e na superfície 224 da fuselagem 208 da aeronave 200. No entanto, em outras realizações, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo pode incluir um ou mais trocadores de calor 238 integrados em uma superfície de qualquer outro componente da aeronave 200, tal como um cone de nariz da aeronave 200 (na extremidade dianteira 204 da aeronave 200), ou um ou mais estabilizadores (tais como o estabilizador vertical 220 ou o estabilizador horizontal 222) da aeronave 200. Alternativamente, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode não incluir um ou mais dos trocadores de calor 238 retratados na Figura 4.

[055] Além disso, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo inclui uma pluralidade de trocadores de calor 238 para integração em uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor turbofan 226 exemplificativo. Por exemplo, em referência particularmente à Figura 5, o módulo de troca de calor de superfície 136 exemplificativo inclui uma pluralidade de trocadores de calor 238 integrados em uma superfície da carenagem de nariz 230 do mecanismo motor turbofan 226, na carenagem de ventilador 232 do mecanismo motor turbofan 226, em pelo menos um dentre as palhetas-guia de entrada 236 do mecanismo motor turbofan 226, o divisor 234 do mecanismo motor turbofan 226 e o cubo frontal giratório 48 do mecanismo motor turbofan 226. No entanto, em outras realizações exemplificativas, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode incluir um ou mais trocadores de calor 238 integrados em qualquer outra superfície adequada do mecanismo motor turbofan 226, ou alternativamente, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode não incluir um ou mais da pluralidade de trocadores de calor 238 retratado nas Figuras 4 e 5.

[056] A pluralidade de trocadores de calor 238 integrados nas superfícies dos diversos componentes do mecanismo motor turbofan 226 e/ou da aeronave 200 pode ser configurada para remover uma quantidade de gelo ou impedir que uma quantidade de gelo se forme nas respectivas superfícies. Consequentemente, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode ser configurado como um módulo de degelo. No entanto, em outras realizações exemplificativas, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode adicionalmente incluir um ou mais trocadores de calor integrados em diversas outras superfícies para aquecer tais superfícies independentemente de o congelamento ser ou não uma preocupação. Por exemplo, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode incluir um ou mais trocadores de calor configurados como trocadores de calor de superfície para, por exemplo, uma ou mais palhetas-guia de saída, dutos de ventilador, etc.

[057] Adicionalmente, a pluralidade de trocadores de calor 238 integrada nas superfícies dos diversos componentes do mecanismo motor turbofan 226 e/ou da aeronave 200 pode ser configurada de qualquer maneira adequada para transferir calor de um fluido de troca de calor para tal superfície. Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, um ou mais da pluralidade de trocadores de calor 238 pode incluir um conduto que se estende adjacente a uma superfície externa do componente a ser descongelado, de modo que uma quantidade de calor de um fluido de troca de calor que flui através do mesmo se transfere para tal superfície. Alternativamente, um ou mais da pluralidade de trocadores de calor 238 pode incluir um material intermediário configurado para transferir calor de um fluido para a superfície do componente a ser descongelado. Alternativamente ainda, em outras realizações exemplificativas, um ou mais da pluralidade de trocadores de calor 238 pode ser integrado no material que forma a superfície do componente a ser descongelado.

[058] Em certas realizações exemplificativas, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode ser configurado como um módulo de circuito fechado configurado para transferir calor de um fluido de transferência térmica (que flui através do barramento de transferência térmica 102 do sistema de gerenciamento térmico 100) para um fluido de módulo de troca de calor de superfície separado. O módulo de degelo fluido pode, então, ser fluido através dos trocadores de calor 238, conectados por meio dos condutos 239, para fornecer calor para as superfícies desejadas dos diversos componentes da aeronave 200 e/ou do mecanismo motor de turbina a gás. Alternativamente, em outras realizações, o módulo de troca de calor de superfície 136 pode ser configurado para receber um fluxo do fluido de transferência térmica (que flui através do barramento de transferência térmica 102 do sistema de gerenciamento térmico 100), e fluir tal fluido de transferência térmica para os diversos trocadores de calor 238 configurados para fornecer uma quantidade de calor para as superfícies dos diversos componentes da aeronave 200 e/ou do mecanismo motor de turbina a gás. Nessa realização exemplificativa, a pluralidade de condutos 239 pode ser configurada como parte do barramento de transporte térmico 102 do sistema de gerenciamento térmico 100.

[059] Um mecanismo motor de turbina a gás e/ou aeronave que inclui um sistema de gerenciamento térmico que tem um módulo de troca de calor de superfície, de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação, pode realizar com mais eficiência funções de prevenção/remoção de gelo. Mais particularmente, a utilização de um líquido para degelar diversos componentes da aeronave e/ou do mecanismo motor de turbina a gás pode fornecer calor com mais eficiência para tais componentes (quando comparada à utilização de um ar purga). Adicionalmente, a utilização de calor de um sistema de gerenciamento térmico de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação pode somar a uma eficiência total do mecanismo motor de turbina a gás e/ou da aeronave utilizando-se calor perdido para realizar uma função que pode de outra forma exigir um consumo adicional de energia.

[060] Embora não retratado, em certas realizações exemplificativas, um ou mais dos mecanismos motores de aeronave pode ter um sistema de transporte térmico dedicado e a aeronave na qual o um ou mais de mecanismos motores de aeronave são instalados também pode ter um sistema de transporte térmico dedicado. Nessa realização exemplificativa, os sistemas de transporte térmico podem incluir um trocador de calor comum através do qual os dois sistemas podem fazer interface e trocar calor. Consequentemente, com essa realização exemplificativa, o sistema de transporte térmico do mecanismo motor pode descarregar uma quantidade de calor para o sistema de transporte térmico da aeronave e vice-versa.

[061] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, inclusive o melhor modo, e também para permitir que qualquer indivíduo versado na técnica pratique a invenção, inclusive que faça e use quaisquer dispositivos ou sistemas e realize quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorrerem àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos são destinados a serem abrangidos pelo escopo das reivindicações caso incluam elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações ou caso incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais da linguagem literal das reivindicações.

Lista de Componentes 10 Mecanismo Motor a jato turbofan 12 Linha Central Longitudinal ou Axial 14 Seção de Ventilador 16 Mecanismo Motor de Turbina de Núcleo 18 Revestimento Externo 20 Entrada 22 Compressor de Baixa Pressão 24 Compressor de Alta Pressão 26 Seção de Combustão 28 Turbina de Alta Pressão 30 Turbina de Baixa Pressão 32 Seção de Escape de Jato 34 Eixo/Bobina de Alta Pressão 36 Eixo/Bobina de Baixa Pressão 37 Trajeto de Fluxo de Ar de Núcleo 38 Ventilador 40 Pás 42 Disco 44 Membro de atuação 46 Caixa de Engrenagens de Potência 48 Nacela 50 Invólucro ou Nacela de ventilador 52 Palheta-guia de Saída 54 Seção a Jusante 56 Passagem de Fluxo de Ar de Desvio 58 Ar 60 Entrada 62 Primeira Porção de Ar 64 Segunda Porção de Ar 66 Gases de Combustão 76 Seção de Escape de Bocal de Ventilador 78 Sistema de Lubrificação Principal 80 Sistema de Ar de Resfriamento de Compressor 82 Sistema de Controle de Folga Térmica Ativo 84 Sistema de Lubrificação de Gerador 86 Sistema de Controle Ambiental 88 Sistema de Resfriamento de Componentes Eletrônicos 100 Sistema de Gerenciamento Térmico 102 Barramento de Transporte Térmico 104 Bomba 106 Trocadores de Fonte de Calor 108 Trocadores Dissipadores de Calor 110 Linha de Desvio 112 Junção a Montante 114 Junção a Jusante 116 Válvula de Desvio de Dissipador de Calor 118 Válvula de Verificação 120 Compressor 122 Dispositivo de Expansão 124 Linha de Desvio de Compressor 126 Linha de Desvio de Dispositivo de Expansão 128 Válvula de Desvio de Compressor 130 Junção a Montante 132 Válvula de Desvio de Dispositivo de Expansão 134 Junção a Montante 136 Módulo de Degelo 138 Linha de Desvio 140 Válvula de Desvio de Módulo de Degelo 142 Junção a Montante 144 Refrigerador de Combustível 146 Linha de Desvio de Refrigerador de Combustível 148 Válvula de Desvio de Refrigerador de Combustível 150 Junção a Montante 200 Aeronave 202 Linha central longitudinal 204 Extremidade dianteira 206 Extremidade traseira 208 Fuselagem 210 Asas 212 Bombordo 214 Estibordo 216 Bordo de Ataque da Asa 218 Bordo de Fuga da Asa 220 Estabilizador vertical 222 Estabilizador horizontal 224 Superfície Externa da Fuselagem 226 1o Mecanismo Motor a Jato Turbofan 228 2o Mecanismo Motor a Jato Turbofan 230 Carenagem de Nariz 232 Carenagem de ventilador 234 Divisor 236 Palhetas-guia de Entrada 238 Trocador de Calor 240 Superfície Externa da Asa 242 244 246 248 250 252 254 256 258 260 262 264 266 268 270 Reivindicações

Claims (10)

1. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO para incorporação, pelo menos parcialmente, em pelo menos um dentre um mecanismo motor de turbina a gás ou uma aeronave, sendo que o sistema de gerenciamento térmico é caracterizado pelo fato de que compreende: um barramento de transporte térmico (102) que tem um fluido de troca de calor que flui através do mesmo; uma bomba (104) para gerar um fluxo do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102); um ou mais trocadores de fonte de calor (106) em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102); e um módulo de troca de calor de superfície (136) em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102) em uma localização a jusante do um ou mais trocadores de fonte de calor (106) para transferir calor do fluido de transferência térmica para uma superfície de um ou mais componentes do mecanismo motor de turbina a gás ou da aeronave.

2. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o módulo de troca de calor de superfície (136) inclui um ou mais trocadores de calor (238) para integração na superfície do um ou mais componentes do mecanismo motor de turbina a gás ou da aeronave.

3. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o um ou mais componentes do mecanismo motor de turbina a gás ou da aeronave incluem pelo menos um dentre uma palheta-guia de entrada do mecanismo motor de turbina a gás, uma carenagem de nariz (230) do mecanismo motor de turbina a gás ou uma carenagem de ventilador (232) do mecanismo motor de turbina a gás.

4. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o um ou mais componentes do mecanismo motor de turbina a gás ou da aeronave incluem pelo menos uma dentre uma asa (210) da aeronave ou uma fuselagem (208) da aeronave.

5. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o sistema de gerenciamento térmico inclui adicionalmente uma pluralidade de trocadores de fonte de calor (106) em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102).

6. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que a pluralidade de trocadores de fonte de calor (106) é disposta em série ao longo do barramento de transporte térmico (102).

7. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o um ou mais trocadores de fonte de calor (106) incluem pelo menos um trocador de calor de ar para o fluido de troca de calor e pelo menos um trocador de calor de líquido para o fluido de troca de calor.

8. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o um ou mais trocadores de fonte de calor (106) são configurados para transferir calor de um sistema de acessórios do mecanismo motor de turbina a gás para o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102).

9. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: um ou mais trocadores dissipadores de calor (108) em comunicação térmica com o fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102) para remover calor do fluido de troca de calor no barramento de transporte térmico (102).

10. SISTEMA DE GERENCIAMENTO TÉRMICO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o módulo de troca de calor de superfície (136) é configurado como um módulo de degelo.