BR102016030867A2 - Cooling system configured to reduce temperature inside a motor and aircraft - Google Patents

Description

"SISTEMA DE RESFRIAMENTO CONFIGURADO PARA REDUZIR UMA TEMPERATURA DENTRO DE UM MOTOR E AERONAVE" Antecedentes da Invenção [001] O campo da revelação refere-se, em geral, ao resfriamento de um motor de turbina a gás e, mais particularmente, a um método e sistema para reduzir as temperaturas de motor pós-desligamento.

[002] Durante operações normais, as temperaturas de componentes de motor de turbina a gás são mantidas dentro dos limites permitidos por uma pluralidade de sistemas de resfriamento que circulam os fluidos de resfriamento para e a partir dos componentes para transferir o calor para um ou mais terminais. Quando o motor é desligado, a maioria dos sistemas de resfriamento não opera mais. O calor residual no motor pode aumentar a temperatura dos componentes de motor para além dos limites permitidos. Ademais, o calor adicional no rotor de motor ao longo do tempo, e com o rotor estando estacionário, pode fazer com que o rotor de motor empene. Adicionalmente, as temperaturas aumentadas após o desligamento pode causar coquefação ou carbonização de óleo. A remoção de calor residual após o desligamento do motor reduz a temperatura dos componentes de motor e impede rotores empenados.

[003] Alguns métodos conhecidos de mitigação dos efeitos de calor residual incluem girar o rotor após o desligamento do motor, adicionar um novo sistema para fazer com que ar de resfriamento flua no motor, e purgar o óleo com um sistema de ar de alta pressão após o desligamento para impedir a coquefação. A rotação dos rotores, sopro de ar no motor, e a purgação do óleo com ar de alta pressão após o desligamento do motor exigem que o equipamento adicional resfrie o motor. A adição de equipamento adicional aumenta o peso do motor e diminui a eficiência de combustível.

Descrição Resumida [004] Em um aspecto, um sistema de resfriamento configurado para reduzir uma temperatura dentro de um motor de turbina a gás em um modo de desligamento de operação é fornecido. O sistema de resfriamento inclui um primeiro motor de turbina a gás que inclui um compressor que tem uma porta de sangria. Em um primeiro modo operacional do motor de turbina a gás, a porta de sangria de compressor é configurada para canalizar um fluxo de ar de alta pressão do compressor. Durante um modo de desligamento de operação, a porta de sangria de compressor é configurada para canalizar um fluxo externo de ar de resfriamento no compressor. O sistema de resfriamento também inclui uma fonte de ar de resfriamento e um conduto acoplado em comunicação de fluxo entre a porta de sangria de compressor e a fonte de ar de resfriamento. A fonte de ar de resfriamento configurada para entregar um fluxo de ar de resfriamento no compressor através da porta de sangria de compressor.

[005] Em um outro aspecto, um método de resfriamento a motor de turbina a gás é fornecido. O método inclui canalizar uma pluralidade de fluxos de fluido de resfriamento de uma fonte de um fluxo de fluido de resfriamento para um conduto. O método também inclui canalizar a pluralidade de fluxos de fluido de resfriamento do conduto para um alojamento de motor. O método inclui adicionalmente expelir o fluxo de fluido de resfriamento em um compressor disposto dentro do alojamento de motor.

[006] Ainda em um outro aspecto, uma aeronave é fornecida. A aeronave inclui uma pluralidade de motores de turbina a gás. Cada motor de turbina a gás da pluralidade de motores de turbina a gás inclui um compressor que tem uma porta de sangria. Em um primeiro modo operacional da aeronave, as portas de sangria de compressor são configuradas para canalizar um fluxo de ar de alta pressão dos compressores. Durante um modo de desligamento de operação, as portas de sangria de compressor são configuradas para canalizar um fluxo externo de ar de resfriamento nos compressores. A aeronave também inclui uma fonte de ar de resfriamento e um conduto acoplado em comunicação de fluxo entre as portas de sangria de compressor e a fonte de ar de resfriamento. A fonte de ar de resfriamento configurada para entregar um fluxo de ar de resfriamento no compressor através da porta de sangria de compressor.

Breve Descrição das Figuras [007] Essas e outras funções, aspectos e vantagens da presente revelação serão mais bem entendidas quando a descrição detalhada a seguir for lida com referência aos desenhos anexos, em que os caracteres similares representam partes similares ao longo dos desenhos apresentados no presente documento, em que: [008] As Figuras 1 a 2 mostram realizações exemplificativas do método e aparelho descritos no presente documento.

[009] A Figura 1 é uma vista esquemática de sistema de resfriamento de motor de turbina a gás.

[010] A Figura 2 mostra um método para o resfriamento de um motor de turbina a gás.

[011] Embora funções específicas de várias realizações possam ser mostradas em algumas figuras e não em outras, isso se dá somente por conveniência. Qualquer função de qualquer figura pode ser referenciada e/ou reivindicada em combinação com qualquer função de qualquer outra figura.

[012] A menos que indicado de outra forma, as figuras fornecidas no presente documento são destinadas a ilustrar as funções das realizações da revelação. Acredita-se que essas funções são aplicáveis em uma ampla variedade de sistemas que compreende uma ou mais realizações da revelação. Assim, as figuras não são destinadas a incluir todas as funções convencionais, conhecidas pelas pessoas de habilidade comum na técnica, a serem exigidas para a prática das realizações reveladas no presente documento.

Descrição Detalhada [013] No relatório descritivo e nas reivindicações a seguir, será feita referência a inúmeros termos, que serão definidos com os significados a seguir.

[014] As formas singulares “um”, “uma”, “o” e “a” incluem referências plurais, a menos que o contexto determine claramente o contrário.

[015] O termo “opcional” ou “opcionalmente” significa que o evento ou circunstância descrito subsequentemente pode ou não ocorrer e que a descrição inclui exemplos em que o evento ocorre e exemplos em que o evento não ocorre.

[016] A linguagem aproximada, conforme usado no presente documento ao longo do relatório descritivo e das reivindicações, pode ser usada para modificar qualquer representação quantitativa que pode variar de forma permissível sem resultar em uma mudança na função básica à qual é relacionada. Consequentemente, um valor modificado por um termo ou termos, tais como “cerca de”, "aproximadamente" e "substancialmente", não se limitam ao valor preciso especificado. Em pelo menos alguns casos, a linguagem de aproximação pode corresponder à precisão de um instrumento para medição do valor. No presente contexto e ao longo do relatório descritivo e das reivindicações, as limitações de faixa podem ser combinadas e/ou alternadas; tais faixas são identificadas e incluem todas as subfaixas contidas nas mesmas, a menos que o contexto ou a linguagem indiquem o contrário.

[017] A descrição detalhada a seguir ilustra realizações da revelação a título de exemplo e não de limitação. Contempla-se que a revelação tenha aplicação geral a um método e sistema para o resfriamento de um motor de aeronave no desligamento.

[018] As realizações do sistema de resfriamento de motor de turbina a gás descrito no presente documento resfriam um motor de turbina a gás após o desligamento do motor. O sistema de resfriamento de motor de turbina a gás inclui uma fonte de ar de resfriamento acoplada a um motor através de uma pluralidade de condutos. Os condutos são conectados ao motor de turbina a gás através das válvulas de sangria de compressor localizadas no motor. O motor de turbina a gás também inclui uma seção de bocal de escape de jato. Durante a operação normal, o ar comprimido do motor é direcionado através das válvulas de sangria de compressor e nos condutos. Os condutos são acoplados a um pré-resfriador que resfria o ar comprimido antes de direcionar o ar para a aeronave para o uso em várias aplicações, tais como, mas sem limitação, o sistema de anticongelamento de asa e o sistema de controle ambiental (ECS). Após o motor de turbina a gás ser desligado, o ar de resfriamento é direcionado para o interior dos condutos da fonte de ar de resfriamento. Em várias realizações, a fonte de ar de resfriamento inclui uma unidade de potência auxiliar (APU) ou uma fonte de ar de resfriamento localizada no solo. Os condutos direcionam o ar de resfriamento através do pré-resfriador e para o interior das válvulas de sangria de compressor. O ar de resfriamento entra no motor de turbina a gás e esfria os componentes de motor. O ar de resfriamento sai do motor através da seção de bocal de escape de jato e/ou entrada.

[019] O sistema de resfriamento de motor de turbina a gás descrito no presente documento oferece vantagens sobre os métodos conhecidos de resfriamento de um motor de turbina a gás após o desligamento do motor. Mais especificamente, os alguns sistemas de resfriamento de motor de turbina a gás conhecidos usam sistemas separados para resfriar o motor de desligamento. Os sistemas de resfriamento de motor de turbina a gás que usam o sistema de sangria de compressor existente reduzem o peso do motor de aeronave pela eliminação de uma necessidade de componentes de resfriamento de motor de turbina a gás adicionais. Além disso, os sistemas de resfriamento de motor de turbina a gás separados aumentam a complexidade de motores de turbina a gás pelo aumento do número de sistemas no motor.

[020] A Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um sistema de resfriamento de motor de turbina a gás 100 de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. O sistema de resfriamento de motor de turbina a gás 100 inclui um motor de turbina a gás 110, referido no presente documento como “motor de turbina a gás 110”. O sistema de resfriamento de motor de turbina a gás 100 também inclui um sistema de sangria de motor de turbina a gás 104 acoplado em comunicação de fluxo ao motor de turbina a gás 110. Conforme mostrado na Figura 1, o motor de turbina a gás 110 define uma direção axial A (que se estende de modo paralelo a uma linha central longitudinal 112 fornecida para referência) e uma direção radial R. Em geral, a turbina a gás 110 inclui uma seção de ventilador 114 e um núcleo do motor de turbina 116 disposto a jusante da seção de ventilador 114.

[021] O núcleo do motor de turbina exemplificativo 116 retratado de modo geral inclui um invólucro externo substancialmente tubular 118 que define uma entrada anular 120. O invólucro externo 118 envolve, em relação de fluxo serial, uma seção de compressor que inclui um intensificador ou compressor de baixa pressão (LP) 122 e um compressor de alta pressão (HP) 124; uma seção de combustão 126; uma seção de turbina que inclui uma turbina de alta pressão (HP) 128 e uma turbina de baixa pressão (LP) 130; e uma seção de bocal de sangria de jato 132. Um eixo ou bobina de alta pressão (HP) 134 conecta de forma acionável a turbina de HP 128 ao compressor de HP 124.Um eixo ou bobina de baixa pressão (LP) 136 conecta de forma acionável a turbina de LP 130 ao compressor de LP 122. A seção de compressor, seção de combustão 126, seção de turbina e seção de bocal 132 definem, em conjunto, uma trajetória de fluxo de ar de núcleo 137. O alojamento externo 118 inclui uma válvula de sangria de pressão intermediária 138 e uma válvula de sangria de alta pressão 139.

[022] Para a realização representada, a seção de ventilador 114 inclui um ventilador de passo variável 160 que tem uma pluralidade de pás de ventilador 140 acopladas a um disco 142 de um modo distanciado. Conforme retratado, as pás de ventilador 140 se estendem para fora do disco 142, em geral, ao longo da direção radial R. As pás de ventilador 140 e disco 142 são juntamente giradas em torno do eixo geométrico longitudinal 112 pelo eixo LP 136.

[023] O sistema de sangria de motor de turbina a gás 104 inclui um conduto de pressão intermediária 144 acoplada em comunicação de fluxo à válvula de sangria de pressão intermediária 138 e um pré-resfriador de sistema de sangria 146. O sistema de sangria de motor de turbina a gás 104 também inclui um conduto de alta pressão 147 acoplado em comunicação de fluxo à válvula de sangria de alta pressão 139 e pré-resfriador de sistema de sangria 146. O pré-resfriador de sistema de sangria 146 é acoplado em comunicação de fluxo ao conduto de distribuidor de ar 148 que é acoplado em comunicação de fluxo a uma pluralidade de conexões que incluem uma conexão de pacotes de condição de ar 150, uma conexão de anticongelamento de asa 152, uma conexão à terra 154, e uma conexão de unidade de potência auxiliar (APU) 156.

[024] Durante a operação de motor de turbina a gás 110, um volume de ar 158 entra na turbina a gás 110 através de uma entrada associada 120 da seção de ventilador 114. À medida que o volume de ar 158 passa através das pás de ventilador 140, uma primeira porção de ar 158 conforme indicado pelas setas 162 é direcionada ou encaminhada para uma passagem de fluxo de ar de desvio 163 e uma segundo porção de ar 158 conforme indicado pela seta 164 é direcionada ou encaminhada para a trajetória de fluxo de ar de núcleo 137 ou, mais especificamente para o compressor de LP 122. A pressão da segunda porção de ar 164 é, então, aumentada visto que a mesma é encaminhada através do compressor de HP 124 e para dentro da seção de combustão 126, onde é misturada com combustível e queimada para fornecer gases de combustão 166. Uma porção de pressão intermediária de ar conforme indicado pela seta 165 é direcionada para o interior da válvula de sangria de pressão intermediária 138. Uma porção de alta pressão de ar conforme indicado pela seta 167 é direcionada para o interior da válvula de sangria de alta pressão 139.

[025] Os gases de combustão 166 são encaminhados através da turbina de HP 128 onde uma porção de energia térmica e/ou cinética dos gases de combustão 166 é extraída por meio de estágios sequenciais de palhetas de estator de turbina de HP 168, que são acoplados ao invólucro externo 118, e de pás de rotor de turbina de HP 170 que são acopladas ao eixo ou à bobina de HP 134, fazendo, assim, com que o eixo ou bobina de HP 134 gire, sustentando, desse modo, a operação do compressor de HP 124. Os gases de combustão 166 são, então, encaminhados através da turbina de LP 130, onde uma segunda porção de energia térmica e cinética é extraída dos gases de combustão 166 por meio de estágios sequenciais de palhetas de estator de turbina de LP 172 que são acoplados ao invólucro externo 118, e de pás de rotor de turbina de LP 174 que são acopladas ao eixo ou bobina de LP 136, fazendo, assim, com que o eixo ou bobina de LP 136 gire, sustentado, desse modo, a operação do compressor de LP 122 e/ou a rotação da ventoinha 138. Os gases de combustão 166 são subsequentemente encaminhados através da seção de bocal de escape de jato 132 para fornecer impulso propulsor.

[026] A porção de pressão intermediária de ar 165 é direcionada para o conduto de pressão intermediária 144 que direciona a porção de pressão intermediária de ar 165 para o pré-resfriador de sistema de sangria 146. Em uma realização operacional alternativa, a porção de alta pressão de ar 167 é direcionada para o interior do conduto de alta pressão 147 que direciona a porção de alta pressão de ar 167 para o pré-resfriador de sistema de sangria 146. O pré-resfriador de sistema de sangria 146 resfria a porção de pressão intermediária de ar 165 ou a porção de alta pressão de ar 167 e direciona o ar resfriado conforme indicado pela seta 180 para o conduto de distribuidor de ar 148. O conduto de distribuidor de ar 148 direciona o ar resfriado 180 para a conexão de pacotes de condição de ar 150 e conexão de anticongelamento de asa 152. O ar resfriado 180 direcionado para a conexão de pacotes de condição de ar 150 é usado para a condição de ar da cabine de aeronave. O ar resfriado 180 direcionado para a conexão de anti congelamento de asa 152 é usado para descongelar as asas de aeronave. Os condutos e as conexões 180, 150, 152, 154, e 156 podem ser configurados em qualquer configuração que permite a operação do sistema de sangria de motor de turbina a gás 104.

[027] Após o motor de turbina a gás 110 ser desligado, o ar da conexão à terra 154 conforme indicado pela seta 182 ou o ar da conexão de APU 156 conforme indicado pela seta 184 é direcionado para o interior do conduto de distribuidor de ar 148. O ar no conduto de distribuidor de ar 148 conforme indicado pela seta 186 é direcionado para o pré-resfriador de sistema de sangria 146 que direciona o ar no conduto de distribuidor de ar 186 para o conduto de alta pressão 147 conforme indicado pela seta 188 ou o conduto de pressão intermediária 144 conforme indicado pela seta 190. O ar no conduto de alta pressão 188 ou o ar no conduto de pressão intermediária 190 é direcionado para o interior do compressor de HP 124 e resfria os componentes de motor de turbina a gás 110. O ar no conduto de alta pressão 188 ou o ar no conduto de pressão intermediária 190 é, então, direcionado para o interior da seção de combustão 126, turbina de HP 128, e turbina de LP 130. O ar no conduto de alta pressão 188 ou o ar no conduto de pressão intermediária 190 sai do motor de turbina a gás 110 através da entrada de extremidade 120 de seção de bocal de escape de jato 132.

[028] A taxa de fluxo de ar no motor de turbina a gás 110 é determinada com base no histórico operacional de motor de turbina a gás 110 e no tempo decorrido desde o último desligamento de motor de turbina a gás 110. A taxa de fluxo de ar no motor de turbina a gás 110 também pode ser determinada com base na taxa de fluxo exigida para resfriar um rotor do motor de turbina a gás a uma temperatura predeterminada em um período de tempo predeterminado. Adicionalmente, a taxa de fluxo de ar no motor de turbina a gás 110 também pode ser determinada com base na taxa de fluxo exigida para resfriar um rotor do motor de turbina a gás antes do rotor empenar.

[029] Em uma realização alternativa, uma aeronave inclui o sistema de sangria de motor de turbina a gás 104 acoplado em comunicação de fluxo a uma pluralidade de motores de turbina a gás 110. Conforme anteriormente discutido, o ar da conexão à terra 154 conforme indicado pela seta 182 ou o ar da conexão de APU 156 conforme indicado pela seta 184 é direcionado para o interior do conduto de distribuidor de ar 148 e resfria os componentes de motores de turbina a gás 110. Em uma realização alternativa, um único motor de turbina a gás da pluralidade de motores de turbina a gás 110 direciona o ar para o interior do conduto de distribuidor de ar 148 e resfria os componentes de motores de turbina a gás 110.

[030] Deve ser apreciado, no entanto, que o motor de turbina a gás exemplificativo 110 descrito na Figura 1 é apenas para fins exemplificativos e que, em outras realizações exemplificativas, o motor de turbina a gás 110 pode ter qualquer configuração adequada. Também deve-se apreciar que, ainda em outras realizações exemplificativas, os aspectos da presente revelação podem ser incorporados em qualquer outro motor de turbina a gás adequado. Por exemplo, em outras realizações exemplificativas, os aspectos da presente revelação podem ser incorporados em, por exemplo, um motor turboprop.

[031] A Figura 2 é um diagrama de fluxo de um método 200 de resfriamento de um motor de turbina a gás, tal como, motor de turbina a gás 110 (mostrado na Figura 1). O método 200 inclui a canalização 202 de uma pluralidade de fluxos de fluido de resfriamento de uma fonte de um fluxo de fluido de resfriamento para um conduto. A fonte de fluido de resfriamento na etapa 202 inclui, mas sem limitação, uma APU ou uma conexão à terra tal como uma conexão à terra de aeroporto ou um caminhão de suprimento de fluido de resfriamento conforme anteriormente discutido. Adicionalmente, o fluido de resfriamento inclui o ar comprimido e o conduto inclui o conduto de distribuidor de ar 148 conforme anteriormente discutido. O método 200 inclui adicionalmente a canalização 204 da pluralidade de fluxos de fluido de resfriamento do conduto para um alojamento de motor e a canalização 206 do fluxo de fluido de resfriamento em uma porta de sangria de compressor disposta dentro do alojamento de motor.

[032] O sistema de resfriamento de motor de turbina a gás descrito acima fornece um método eficaz para o resfriamento de um motor de turbina a gás após o desligamento do motor. Especificamente, o sistema de resfriamento de motor de turbina a gás descrito acima usa o sistema de sangria de compressor existente para resfriar o motor de turbina a gás após o desligamento. O uso do sistema de sangria de compressor existente reduz o número de sistemas em um motor de aeronave e reduz a complexidade do motor. Como tal, o uso do sistema de sangria de compressor existente reduz o peso do motor.

[033] As realizações exemplificativas de um método e sistema para reduzir as temperaturas de motor pós-desligamento são descritas acima em detalhes. O sistema para reduzir as temperaturas de motor pós- desligamento e métodos de operação de tais sistemas e dispositivos não são limitados às realizações específicas descritas no presente documento, mas, em vez disso, os componentes de sistemas e/ou etapas dos métodos podem ser utilizados independente e separadamente de outros componentes e/ou etapas descritos no presente documento. Por exemplo, os métodos também podem ser usados em combinação com outros sistemas que exigem a redução de temperatura de motor pós-desligamento, e não são limitados à prática com apenas os sistemas e métodos conforme descrito no presente documento. De preferência, a realização exemplificativa pode ser implantada e utilizada em conexão com muitas outras aplicações de maquinaria que são atualmente configuradas para receber e aceitar os sistemas para reduzir as temperaturas de motor pós-desligamento.

[034] Essa descrição escrita usa os exemplos para descrever a revelação que incluem o melhor modo e também para habilitar qualquer pessoa versada na técnica a praticar a revelação que inclui produzir e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e executar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da revelação é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Esses outros exemplos são destinados a estarem dentro do escopo das reivindicações se possuírem elementos estruturais que não os diferem da linguagem literal das reivindicações, ou se os mesmos incluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais da linguagem literal das reivindicações.

Lista de Componentes Sistema de resfriamento de motor de turbina.......100 Sistema de sangria de motor de turbina.............104 Motor de turbina a gás.............................110 Eixo geométrico longitudinal.......................112 Seção de ventilador................................114 Núcleo de Motor de turbina .....................116 Alojamento externo..............................118 Entrada anular..................................120 Compressão de baixa pressão (LP)................122 Compressão de alta pressão (HP).................124 Seção de combustão..............................126 Turbina de HP...................................128 Turbina de LP...................................130 Seção de bocal..................................132 Bobina ou eixo de HP............................134 Bobina ou eixo de LP............................136 Trajetória de fluxo de ar de núcleo.............137 Válvula de sangria de pressão intermediária.....138 Válvula de sangria de alta pressão..............139 Pás de ventilador...............................140 Disco ..........................................142 Conduto de pressão intermediária................144 Pré-resfriador de sistema.......................146 Conduto de alta pressão.........................147 Conduto de distribuidor de ar...................148 Conexão de pacotes de condição de ar............150 Conexão anti-gelo...............................152 Conexão à terra.................................154 Conexão de unidade de potência auxiliar.........156 Volume de ar....................................158 Ventilador de passo variável....................160 Setas...........................................162 Passagem de fluxo de ar de desvio ..............163 Seta............................................164 Segunda porção de ar............................164 Porção de ar....................................165 Gases de Combustão..............................166 Seta............................................167 Aletas de estator de turbina de HP..............168 Pás de rotor de turbina de HP...................170 Aletas de estator de turbina de LP..............172 Pás de rotor de turbina de LP...................174 Seta............................................180 Seta............................................182 Seta............................................184 Seta............................................186 Seta............................................188 Seta............................................190 Método..........................................200 Etapa de canalização............................202 Etapa de canalização............................204 Etapa de canalização............................206 Reivindicações

Claims (10)

1. SISTEMA DE RESFRIAMENTO (100) CONFIGURADO PARA REDUZIR UMA TEMPERATURA DENTRO DE UM MOTOR de turbina a gás (110) em um modo de desligamento de operação, em que o dito sistema é caracterizado pelo fato de que compreende: um primeiro motor de turbina a gás (110) que compreende um compressor (124) que tem uma porta de sangria (138), em um primeiro modo operacional do motor de turbina a gás (110), a dita porta de sangria (138) de compressor (124) é configurada para canalizar um fluxo de ar de alta pressão do dito compressor (124), durante um modo de desligamento de operação, a dita porta de sangria (138) de compressor (124) é configurada para canalizar um fluxo externo de ar de resfriamento para o interior do dito compressor (124); uma fonte de ar de resfriamento (156); e um conduto (144) acoplado em comunicação de fluxo entre a dita porta de sangria (138) de compressor (124) e a dita fonte de ar de resfriamento (156), sendo que a dita fonte de ar de resfriamento (156) é configurada para entregar um fluxo de ar de resfriamento para o interior da dita porta de sangria (138) de compressor (124) através da dita porta de sangria (138) de compressor (124).

2. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que durante o modo de desligamento de operação, uma taxa do fluxo de ar de resfriamento é controlada com base em uma histórico operacional do motor de turbina a gás (110) e um tempo desde o desligamento do motor de turbina a gás (110).

3. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que durante o modo de desligamento de operação, uma taxa do fluxo de ar de resfriamento é controlada para resfriar um rotor do motor de turbina a gás (110) para uma temperatura predeterminada em um período de tempo predeterminado.

4. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dita fonte de ar de resfriamento (156) é uma unidade de potência auxiliar (156).

5. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dita fonte de ar de resfriamento (156) é uma fonte em terra (154).

6. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um segundo motor de turbina a gás (110) que compreende um compressor (124) que tem uma porta de sangria (138), em um primeiro modo operacional de dito segundo motor de turbina a gás (110), a dita porta de sangria (138) de compressor (124) é configurada para canalizar um fluxo de ar de alta pressão do dito compressor (124), durante um modo de desligamento de operação, a dita porta de sangria (138) de compressor (124) é configurada para canalizar um fluxo externo de ar de resfriamento para o interior do dito compressor (124).

7. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a dita fonte de ar de resfriamento (156) é o dito primeiro motor de turbina a gás (110).

8. AERONAVE caracterizada pelo fato de que compreende: uma pluralidade de motores de turbina a gás (110), em que cada motor de turbina a gás (110) da pluralidade de motores de turbina a gás (110) compreende um compressor (124) que tem uma porta de sangria (138), em um primeiro modo operacional da aeronave, as ditas portas de sangria (138) de compressor (124) são configuradas para canalizar um fluxo de ar de alta pressão dos ditos compressores (124), durante um modo de desligamento de operação, as ditas portas de sangria (138) de compressor (124) são configuradas para canalizar um fluxo externo de ar de resfriamento para o interior dos ditos compressores (124); uma fonte de ar de resfriamento (156); e um conduto (144) acoplado em comunicação de fluxo entre as ditas portas de sangria (138) de compressor (124) e a dita fonte de ar de resfriamento (156), sendo que a dita fonte de ar de resfriamento (156) é configurada para entregar um fluxo de ar de resfriamento para o interior das ditas portas de sangria (138) de compressor (124) através das ditas portas de sangria (138) de compressor (124).

9. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 8, caracterizada pelo fato de que durante o modo de desligamento de operação, uma taxa do fluxo de ar de resfriamento (182) é controlada com base em um histórico operacional da aeronave e um tempo desde o desligamento da aeronave.

10. AERONAVE, de acordo com a reivindicação 8, caracterizada pelo fato de que durante o modo de desligamento de operação, uma taxa do fluxo de ar de resfriamento (182) é controlada para resfriar um rotor do motor de turbina a gás (110) a uma temperatura predeterminada em um período de tempo predeterminado.