ES2302709T3 - Turbopropulsor de chorro de aire con intercambiador de calor. - Google Patents
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Abstract
Turbopropulsor de chorro de aire con al menos un compresor (1), al menos una cámara de combustión (2), una turbina de alta presión (3) y una turbina de baja presión (4), estando dispuesto un intercambiador de calor (5) entre el compresor (1) y la cámara de combustión (2), caracterizado porque al menos una tubería de gas caliente (6) se deriva de una zona situada detrás de la turbina de alta presión (3) y se une con el intercambiador de calor (5), y porque al menos una tubería de gas frío (7) une el intercambiador de calor (5) con una zona situada delante de la turbina de baja presión (4), pudiendo introducirse gas caliente en la tubería de gas caliente (6) a través de aberturas (8) practicadas en las zonas de canto delanteras (9) de una primera fila de álabes de guía (10) y tuberías asociadas y pudiendo introducirse gases fríos en álabes de guía (13) de la turbina de baja presión (4) que están abiertos hacia atrás, estando configuradas las aberturas (14) de los álabes de guía (13) en forma de toberas.
Description
Turbopropulsor de chorro de aire con
intercambiador de calor.
La invención se refiere a un turbopropulsor de
chorro de aire para una aeronave, que está provisto de un
intercambiador de calor.
En particular, la invención se refiere a un
turbopropulsor de chorro de aire según el preámbulo de la
reivindicación 1.
Se conocen ya por el estado de la técnica
diferentes formas de ejecución de turbopropulsores de chorro de
aire. El objetivo del desarrollo técnico es aquí el de mejorar el
rendimiento y, por tanto, lograr, entre otras cosas, un menor
consumo de combustible. Los desarrollos se dirigen a una mejora
continua del rendimiento de los distintos componentes. Sin embargo,
estas medidas de optimización no se pueden incrementar a voluntad,
especialmente respecto de la relación
coste-utilidad.
El documento DE 854 605 C, que forma el estado
de la técnica más próximo, muestra una turbina de gas volante que
prevé una realimentación de los gases de escape que salen de la
turbina de baja presión a un intercambiador de calor (precalentador
de aire) antes de que estos gases sean descargados al medioambiente.
El intercambiador de calor sirve para calentar el aire que sale del
compresor de alta presión antes de que este aire sea alimentado a
la cámara de combustión.
Se conoce ya por el documento GB 827 542 A una
turbina de gas estacionaria en la que se emplea un intercambiador
de calor por medio del cual se aprovechan los gases de escape de la
turbina para calentar aire comprimido proveniente del compresor.
Los gases de escape se alimentan seguidamente a otra turbina.
La invención se basa en el problema de crear un
turbopropulsor de chorro de aire de la clase citada al principio
que, junto con una estructura sencilla y un funcionamiento seguro,
tenga un rendimiento incrementado y un pequeño consumo específico
de combustible.
Según la invención, el problema se resuelve con
las características de la reivindicación principal, mostrando las
reivindicaciones subordinadas otras ejecuciones ventajosas de la
invención.
Por tanto, en el propulsor de chorro de aire
según la invención se ha previsto que entre el compresor y la
cámara de combustión esté dispuesto un intercambiador de calor, que
al menos una tubería de gas caliente se derive de una zona situada
detrás de la turbina de alta presión y esté unida con el
intercambiador de calor, y que al menos una tubería de gas frío una
el intercambiador de calor con una zona situada delante de la
turbina de baja presión.
El turbopropulsor de chorro de aire según la
invención se caracteriza por una serie de considerables
ventajas.
Debido al empleo de un intercambiador de calor
es posible calentar adicionalmente los gases comprimidos que han de
alimentarse a la cámara de combustión. Esta aportación de energía
adicional requiere que tenga que alimentarse una cantidad
correspondientemente menor de energía a través del combustible en la
zona de la cámara de combustión. Resulta de esto una neta reducción
del consumo de combustible junto con una potencia constante del
turbopropulsor de chorro de aire. Debido a la extracción de los
gases caliente desde una zona situada detrás de la turbina de alta
presión se asegura que estos gases calientes estén suficientemente
calientes y puedan alimentar una cantidad de calor suficiente al
intercambiador de calor.
En conjunto, es posible rebajar entre 2% y 4% el
consumo específico de combustible (Specific Fuel Consumption SFC).
Esta reducción del consumo específico de combustible es
independiente de otras medidas de optimización del turbopropulsor
de chorro de aire.
En un perfeccionamiento especialmente favorable
de la invención se ha previsto que el intercambiador de calor esté
concebido para dar paso a toda la cantidad de aire que sale del
compresor. Se asegura así que todo el aire comprimido o todos los
gases comprimidos se calienten de manera correspondiente al circular
por el intercambiador de calor.
El intercambiador de calor está realizado
preferiblemente según la invención en el modo de construcción de
contracorriente. Esto conduce a un funcionamiento favorable y
seguro. Además, es ventajoso que el intercambiador de calor esté
configurado como un difusor en el lado del aire del compresor, de
modo que se compense una parte de la pérdida de presión en el
intercambiador de calor por efecto de la transmisión de calor. Como
se ha descrito anteriormente, este efecto se refuerza haciendo que
los gases que salen del compresor sean conducidos forzosamente a
través del intercambiador de calor.
En la invención se ha previsto también que el
gas caliente sea evacuado después de la turbina de alta presión a
través de aberturas practicadas en las zonas de canto delanteras de
una primera fila de álabes de guía y sea introducido en la tubería
de gas caliente a través de tuberías asociadas. Después de su
entrada en los álabes de guía, el gas caliente es conducido con
retardo y radialmente hacia afuera para llevarlo a un primer
compartimiento interior (cámara anular). En un perfeccionamiento
favorable de la invención están embridadas en este compartimiento
anular las tuberías de gas caliente que conducen el gas caliente
hacia el intercambiador de calor. Se sobrentiende que en la
realización práctica de la invención pueden estar previstas tanto
varias tuberías de gas caliente como varias tuberías de gas frío.
Por tanto, el primer compartimiento anular sirve para reunir las
distintas corrientes de gas caliente que vienen de los álabes de
guía.
Para proteger la carcasa del primer
compartimiento anular contra temperaturas demasiado altas se han
montado escudos térmicos en el lado interior de la misma.
Para la realimentación de los gases (gases
fríos) evacuados en la zona del intercambiador de calor se ha
previsto preferiblemente un segundo compartimiento anular en el que
desemboca la tubería de gas frío. Este segundo compartimiento
anular (canal anular) sirve para hacer posible una distribución
periférica uniforme del gas frío realimentado. Para proteger la
carcasa del segundo compartimiento anular contra sobrecalentamiento
se han previsto también unos escudos térmicos.
El gas frío circula desde el segundo
compartimiento anular hasta unos álabes de guía de la turbina de
baja presión que están abiertos hacia dicho segundo compartimiento
anular. A continuación, el gas frío sale del compartimiento
interior de los álabes de guía a través de aberturas practicadas en
los cantos traseros de dichos álabes de guía. Al circular por los
álabes de guía tiene lugar una transmisión de calor adicional entre
el gas de trabajo y el gas frío a través de las paredes de los
perfiles del conducto de guía. Se igualan así algo las
temperaturas, con lo que resulta un perfil de flujo más uniforme en
la turbina de baja presión. En una ejecución favorable las
hendiduras de salida o aberturas de salida practicadas en los cantos
traseros de los álabes de guía están configuradas en forma de
toberas.
Para garantizar un flujo reotécnica y
térmicamente óptimo a través del intercambiador de calor puede ser
favorable que el gas caliente de las tuberías de gas caliente sea
introducido en el intercambiador de calor a través de cámaras
locales de gas caliente. Con las cámaras de gas caliente está unido
preferiblemente un compartimiento anular de gas caliente desde el
cual se introduce el gas caliente en placas axial y radialmente
dispuestas. El gas caliente circula hacia adelante en estas placas
en la dirección de contracorriente, cediendo dicho gas su calor al
aire del compresor que circula en la dirección contraria. En la
parte delantera del intercambiador de calor se acumula el gas
caliente ahora enfriado (que en esta solicitud se denomina entonces
correspondientemente gas frío) en un compartimiento anular de gas
frío y este gas se conduce desde allí a las tuberías de gas frío a
través de cámaras locales de gas frío. Las cámaras locales de gas
caliente o las cámaras locales de gas frío sirven para introducir
la respectiva cantidad de gas en las distintas tuberías de gas
caliente o tuberías de gas frío.
Por tanto, según la invención, se ha previsto
que el gas caliente que ha de alimentarse al intercambiador de
calor sea tomado después de la turbina de alta presión y que el gas
frío enfriado que ha circulado por el intercambiador de calor sea
mezclado con el gas de trabajo antes de la turbina de baja presión.
Resultan así, por un lado, una estructura favorable ahorradora de
espacio del turbopropulsor de chorro de aire y, por otro lado, un
pequeño peso total de la disposición. Todo esto conduce en conjunto
a una reducción del consumo específico de combustible.
En lo que sigue se describe la invención
ayudándose de un ejemplo de realización en combinación con el
dibujo. Muestran en éste:
La figura 1, una vista esquemática en sección
parcial de un turbopropulsor de chorro de aire según la
invención,
La figura 2, una vista parcial ampliada de la
zona de salida del gas caliente y de la zona de realimentación del
gas frío,
La figura 3, una vista esquemática en sección
parcial del intercambiador de calor según la invención con
circulación de gas caliente,
La figura 4, una vista análoga a la figura 3 con
representación de la conducción de gas frío,
La figura 5, una vista en sección parcial a
través de un álabe de guía 3 para evacuar el gas caliente y
La figura 6, una vista en sección parcial de una
fila de álabes de guía para la realimentación del gas frío.
La figura 1 muestra en una vista simplificada en
sección parcial una zona parcial de un ejemplo de realización
preferido del turbopropulsor de chorro de aire según la invención.
Se designa aquí con el número de referencia 1 un compresor del cual
se ha representado solamente una zona parcial. El símbolo de
referencia 2 muestra una cámara de combustión, con el signo de
referencia 3 se representa una turbina de alta presión y el símbolo
de referencia 4 muestra una zona parcial de una turbina de baja
presión.
Entre el compresor 1 y la cámara de combustión 2
está representado un intercambiador de calor 5. Dependiendo de la
realización constructiva de la cámara de combustión o de las varias
cámaras de combustión, se sobrentiende que, según la invención, se
pueden variar también la disposición y la configuración del
intercambiador de calor. Así, en el caso de cámaras de combustión
individuales, es posible prever varios intercambiadores de calor
individuales, mientras que, en el caso de una cámara de combustión
de forma anular, se puede utilizar un intercambiador de calor de
forma anular.
Asimismo, en la figura 1 se representa una
tubería de gas caliente 6 a través de la cual, como se representa
con las flechas, se puede tomar gas caliente de una zona situada
detrás de la turbina de alta presión, se puede alimentar este gas a
un primer compartimiento anular 11, se le puede transportar hacia
adelante a través de la turbina de gas caliente 6, se le puede
introducir en una cámara de gas caliente 15 y se le puede alimentar
a un compartimiento anular de gas caliente 16 a través del cual
circula el gas caliente hacia el intercambiador de calor 5. Éste
está construido como un intercambiador de calor a contracorriente y
configurado como un difusor.
La realimentación de los gases enfriados (gas
frío) se efectúa por medio de una tubería de gas frío 7 que, como
se muestra en la figura 4, está unida con una cámara de gas frío 17.
Para cada tubería de gas frío 7 está prevista una cámara de gas
frío 17 y, análogamente, cada tubería de gas caliente lleva asociada
una cámara de gas caliente 15.
Delante de la cámara de gas frío 16, considerado
en la dirección de flujo, está dispuesto un compartimiento anular
de gas frío 18 en el que se acumulan los gases enfriados
provenientes del intercambiador de calor 5.
La realimentación a través de la tubería de gas
frío 7 conduce a una introducción de los gases frío en un segundo
compartimiento anular 12 (véanse las figuras 1 y 2).
Las figuras 3 y 4 ilustran, respectivamente, las
corrientes de gas caliente (figura 3) y las corrientes de gas frío
(figura 4).
En la figura 5 se representa una primera fila de
álabes de guía 10 de la turbina de baja presión 4 en una vista
esquemática simplificada en sección parcial. Los distintos álabes de
guía son de construcción hueca y presentan cada uno de ellos una o
varias aberturas 8 en una zona delantera 9. Como se muestra
esquemáticamente en la figura 5, la introducción de los gases
calientes en el primer compartimiento anular 11 se realiza con
tuberías o cámaras ade-
cuadas.
cuadas.
La figura 6 muestra en una vista en sección
esquemática simplificada algunos álabes de guía 13 en la zona de
entrada de la turbina de baja presión 4. Los álabes de guía 13 son
también de construcción hueca, de modo que se puede introducir en
los álabes de guía 13 aire frío proveniente del segundo
compartimiento anular 12. Como se representa por medio de las
flechas, el aire frío es conducido a través de aberturas o
hendiduras traseras 14 que puedan estar configuradas a manera de
toberas.
\vskip1.000000\baselineskip
- 1
- Compresor
- 2
- Cámara de combustión
- 3
- Turbina de alta presión
- 4
- Turbina de baja presión
- 5
- Intercambiador de calor
- 6
- Tubería de gas caliente
- 7
- Tubería de gas frío
- 8
- Abertura 9
- 9
- Zona de canto 10
- 10
- Primera fila de álabes de guía
- 11
- Primer compartimiento anular (caliente)
- 12
- Segundo compartimiento anular (frío)
- 13
- Álabe de guía 3
- 14
- Abertura
- 15
- Cámara de gas caliente 5
- 16
- Compartimiento anular de gas caliente 5
- 17
- Cámara de gas frío 5
- 18
- Compartimiento anular de gas frío 5
- 19
- Escudo térmico 11
- 20
- Escudo térmico 12
Claims (7)
1. Turbopropulsor de chorro de aire con al menos
un compresor (1), al menos una cámara de combustión (2), una
turbina de alta presión (3) y una turbina de baja presión (4),
estando dispuesto un intercambiador de calor (5) entre el compresor
(1) y la cámara de combustión (2), caracterizado porque al
menos una tubería de gas caliente (6) se deriva de una zona situada
detrás de la turbina de alta presión (3) y se une con el
intercambiador de calor (5), y porque al menos una tubería de gas
frío (7) une el intercambiador de calor (5) con una zona situada
delante de la turbina de baja presión (4), pudiendo introducirse gas
caliente en la tubería de gas caliente (6) a través de aberturas
(8) practicadas en las zonas de canto delanteras (9) de una primera
fila de álabes de guía (10) y tuberías asociadas y pudiendo
introducirse gases fríos en álabes de guía (13) de la turbina de
baja presión (4) que están abiertos hacia atrás, estando
configuradas las aberturas (14) de los álabes de guía (13) en forma
de toberas.
2. Turbopropulsor de chorro de aire según la
reivindicación 1, caracterizado porque el intercambiador de
calor (5) está concebido para conducir a su través toda la cantidad
de aire que sale del compresor (1).
3. Turbopropulsor de chorro de aire según la
reivindicación 1 ó 2, caracterizado porque el intercambiador
de calor (5) está construido en forma de un difusor.
4. Turbopropulsor de chorro de aire según una de
las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque el
intercambiador de calor (5) está construido en forma de un
intercambiador de calor a contracorriente.
5. Turbopropulsor de chorro de aire según una de
las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque está
previsto un primer compartimiento anular (11) para introducir los
gases calientes, con el cual está unida la tubería de gas caliente
(6).
6. Turbopropulsor de chorro de aire según una de
las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque está
previsto un segundo compartimiento anular (12) para introducir el
gas frío, con el cual está unida la tubería de gas frío (7).
7. Turbopropulsor de chorro de aire según una de
las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque el
intercambiador de calor (5) comprende al menos una cámara de gas
caliente local (15), un compartimiento de gas caliente (16) unido
con esta cámara, un compartimiento anular de gas frío (18) y al
menos una cámara de gas frío local (17) que está unida con el
compartimiento anular de gas frío (18).
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Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2400411B (en) * | 2003-04-10 | 2006-09-06 | Rolls Royce Plc | Turbofan arrangement |
| US20050034446A1 (en) * | 2003-08-11 | 2005-02-17 | Fielder William Sheridan | Dual capture jet turbine and steam generator |
| EP1673520A2 (de) * | 2003-09-17 | 2006-06-28 | Volker Deppe | Vorrichtung zur erzeugung mechanischer bzw. elektrischer energie unter nutzung beliebiger wärmepotentiale |
| US7334411B2 (en) * | 2004-04-21 | 2008-02-26 | General Electric Company | Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same |
| US7600382B2 (en) * | 2005-07-20 | 2009-10-13 | Ralls Jr Stephen Alden | Turbine engine with interstage heat transfer |
| US20100319892A1 (en) * | 2008-04-02 | 2010-12-23 | United Technologies Corporation | Heat exchanging structure |
| GB2551181A (en) * | 2016-06-09 | 2017-12-13 | Hieta Tech Limited | Radial flow turbine heat engine |
| EP3309497B1 (de) * | 2016-10-13 | 2023-09-13 | Airbus Defence and Space GmbH | Heissgaswaermetauscher fuer ein waermetauschertriebwerk eines luft- oder raumfahrzeugs, verfahren zur herstellung eines waermetauscherelements fuer einen heissgaswaermetauscher |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL51050C (es) * | 1938-06-15 | |||
| DE854605C (de) * | 1942-07-29 | 1952-11-06 | Kloeckner Humboldt Deutz Ag | Brennkraftturbinentriebwerk fuer Flugzeuge |
| GB576094A (en) * | 1942-08-12 | 1946-03-19 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improvements in or relating to heat-exchangers |
| FR943198A (fr) * | 1944-07-24 | 1949-03-01 | Vickers Electrical Co Ltd | Perfectionnements aux turbo-moteurs à gaz à régénération |
| CH274060A (de) * | 1946-05-13 | 1951-03-15 | Rolls Royce | Gasturbinen-Kraftanlage. |
| GB827542A (en) * | 1955-10-24 | 1960-02-03 | Garrett Corp | Improvements in or relating to a gas turbine power plant |
| US2974495A (en) | 1958-08-08 | 1961-03-14 | Robert W Pinnes | Heat exchanger arrangement for maximum utilization of reactor power for all altitudeconditions |
| FR1242634A (fr) * | 1959-12-08 | 1960-09-30 | Majeste La Reine De Droit Du C | Turboréacteur à gaz |
| US3621654A (en) * | 1970-06-15 | 1971-11-23 | Francis R Hull | Regenerative gas turbine power plant |
| FR2552163B1 (fr) * | 1983-09-21 | 1988-03-04 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Perfectionnements apportes aux installations a turbines a gaz dans lesquelles l'air issu de compresseur est rechauffe |
| JPS61286535A (ja) | 1985-06-14 | 1986-12-17 | Isamu Nemoto | ガスタ−ビン |
| DE4102833A1 (de) | 1991-01-31 | 1992-08-06 | Mtu Muenchen Gmbh | Gasturbinentriebwerk mit mehreren verdichtern |
| EP0859136A1 (en) * | 1997-02-17 | 1998-08-19 | N.V. Kema | Gas turbine with energy recovering |
-
2000
- 2000-06-13 DE DE10029060A patent/DE10029060A1/de not_active Withdrawn
-
2001
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