ES2342586B1

ES2342586B1 - AERONAUTICAL TURBOPROPULSOR.

Info

Publication number: ES2342586B1
Application number: ES200801317A
Authority: ES
Inventors: Heinz Christian Hertzer Miranda; Jose Antonio Jaldo Ropero
Original assignee: FUTUR INVEST PARTNERS S A; FUTUR INVESTMENT PARTNERS SA
Current assignee: Aero Engineering SL
Priority date: 2008-04-30
Filing date: 2008-04-30
Publication date: 2011-06-14
Anticipated expiration: 2028-04-30
Also published as: ES2342586A1

Abstract

Turbopropulsor aeronáutico.Aeronautical turboprop.

La invención se refiere a un turbopropulsor, con al menos una cámara de combustión (1) para la reacción de combustión, que comprende al menos una cámara de mezclado (2) donde se inyectan y se mezclan el combustible (3) y un primer oxidante (4), que está situada ante dicha cámara de combustión (1) de modo que la mezcla combustible-primer oxidante llega homogeneizada a dicha al menos una cámara de combustión (1), y que también comprende una turbina de baja presión (8) y un primer ventilador de propulsión (9), cuya salida está situada en su superficie periférica (26), en la cual están dispuestos unos álabes (10) paralelos al eje de la turbina (11) siendo el primer ventilador (9) y la turbina de propulsión son solidarios, de modo que es de construcción extremadamente sencilla y de gran robustez, y puede absorber la máxima energía cinética de los gases de salida.The invention relates to a turboprop, with at least one combustion chamber (1) for the reaction of combustion, which comprises at least one mixing chamber (2) where fuel (3) and a first oxidant are injected and mixed (4), which is located before said combustion chamber (1) so that the first oxidizer fuel mixture arrives homogenized to said at least one combustion chamber (1), and that it also comprises a low pressure turbine (8) and a first propulsion fan (9), whose output is located in its peripheral surface (26), on which vanes are arranged (10) parallel to the turbine shaft (11) being the first fan (9) and the propulsion turbine are solidary, so that it is of Extremely simple and robust construction, and can absorb the maximum kinetic energy of the exhaust gases.

Description

Turbopropulsor aeronáutico.Aeronautical turboprop.

La presente invención se refiere a un turbopropulsor aeronáutico cuya cámara de combustión y cuya turbina de baja presión le confieren una gran simplicidad, nuevas posibilidades de control, una gran eficiencia energética y una reducción drástica en gases contaminantes.The present invention relates to a aeronautical turboprop whose combustion chamber and whose turbine low pressure give it great simplicity, new control possibilities, great energy efficiency and a drastic reduction in polluting gases.

Background of the invention

Son conocidas las cámaras de combustión para turbopropulsores aeronáuticos en las cuales se realiza la mezcla de combustible y aire a alta presión y en las cuales también se realiza la reacción de combustión, produciendo gases que son expandidos en las turbinas.Combustion chambers are known for aeronautical turboprops in which the mixture of high pressure fuel and air and in which it is also performed the combustion reaction, producing gases that are expanded in The turbines

Sin embargo, estas cámaras de combustión, en las que se realizan tanto la mezcla como la combustión, presentan los siguientes inconvenientes:However, these combustion chambers, in the that both the mixture and the combustion are carried out, present the following drawbacks:

--: La mezcla de combustible y oxidante no es uniforme cuando se produce la reacción, con lo cual la combustión no es óptima, en especial debido a diferentes concentraciones relativas de ambos en el volumen de la cámara.The fuel and oxidant mixture is not uniform when the reaction, whereby combustion is not optimal, especially due to different relative concentrations of both in volume of the camera.

--: A consecuencia de ello, los gases no son entregados a la turbina con una temperatura uniforme, si no que el perfil de temperaturas de éstos presenta máximos y mínimos, que resultan en mayores tensiones térmicas en los álabes del rotor y del estator, requiriendo de éstos mayores límites de resistencia y por lo tanto mayores costes.TO as a result, the gases are not delivered to the turbine with a uniform temperature, if not the temperature profile of these have highs and lows, which result in higher tensions in the rotor and stator blades, requiring these higher resistance limits and therefore higher costs

--: El control de la potencia se realiza con el único parámetro de la inyección de combustible, cuya adaptación a las diferentes condiciones de altura no es óptima, puesto que las concentraciones de oxígeno dependen de la altura.He Power control is performed with the sole parameter of the fuel injection, whose adaptation to the different height conditions is not optimal, since concentrations of oxygen depend on height.

       \vskip1.000000\baselineskip\ vskip1.000000 \ baselineskip

Asimismo, son conocidas las turbinas de baja presión para propulsores aeronáuticos destinados a aprovechar la energía de los gases cuando ya han atravesado la o las turbinas de alta presión.Also, low turbines are known. pressure for aeronautical propellers intended to take advantage of the energy of the gases when they have already passed through the turbines high pressure.

En general, las turbinas del estado de la técnica comprenden entre tres y seis etapas, a las cuales corresponde a cada una corona de álabes radiales que funcionan con flujo axial.In general, the turbines of the state of the technique comprise between three and six stages, to which corresponds to each crown of radial blades that work with axial flow

Estas, cuya eficacia está sobradamente demostrada, presentan sin embargo los siguientes inconvenientes:These, whose effectiveness is exceedingly demonstrated, however, have the following drawbacks:

- Tienen una gran complejidad y peso debido al elevado número de etapas,- They have great complexity and weight due to high number of stages,

- Precisan de numerosos apoyos y piezas mecánicas de soporte, y por lo tanto un mantenimiento intensivo y costoso,- They need numerous supports and parts mechanical support, and therefore intensive maintenance and expensive,

- Al estar enlazados con los ventiladores delanteros de propulsión del turbopropulsor, su velocidad de rotación, por razones de desplazamiento de la capa límite en los ventiladores de propulsión, debe ser reducida, ya sea mediante una caja de engranajes, con las pérdidas y complejidad que conllevan, o bien mediante un diseño de los álabes no óptimo, es decir con álabes que no absorben totalmente la energía de los gases, siendo la solución a este problema el elevado número de etapas, cuyos inconvenientes ya se han descrito.- Being linked to fans turboprop propulsion front, its speed of rotation, for reasons of displacement of the boundary layer in the propulsion fans, should be reduced, either by a gearbox, with the losses and complexity involved, or well through a design of the blades not optimal, that is to say with blades that do not fully absorb the energy of the gases, being the solution to this problem the high number of stages, whose inconveniences have already been described.

Por lo tanto, es evidente en el sector de la propulsión aeronáutica la necesidad de disponer de una turbina de baja presión que dé solución a los inconvenientes mencionados.Therefore, it is evident in the sector of aeronautical propulsion the need to have a turbine of low pressure that gives solution to the mentioned inconveniences.

Description of the invention

Los mencionados inconvenientes del estado de la técnica se superan con el turbopropulsor aeronáutico de la invención, que comprende una cámara de combustión para la reacción de combustión en la que están situadas las bujías, y que se caracteriza por el hecho de que comprende una cámara de mezclado del combustible con el oxidante en la que se inyectan y se mezclan el combustible y un primer oxidante, y estando esta cámara situada aguas arriba de dicha cámara de combustión, de modo que la mezcla combustible-primer oxidante llega homogeneizada a la cámara de combustión. La cámara de combustión, así como la de mezclado pueden ser únicas, o bien puede tratarse de una pluralidad de cámaras radiales equiespaciadas.The aforementioned drawbacks of the state of the technique are overcome with the aeronautical turboprop of the invention, which comprises a combustion chamber for the reaction of combustion in which the spark plugs are located, and which characterized by the fact that it comprises a mixing chamber of the fuel with the oxidant in which they are injected and mixed the fuel and a first oxidant, and this chamber being located upstream of said combustion chamber, so that the mixture fuel-first oxidizer arrives homogenized to the combustion chamber. The combustion chamber, as well as that of mixed can be unique, or it can be a plurality of equiespaced radial cameras.

Preferentemente, el oxidante es una mezcla de aire procedente de un compresor de alta presión y una mezcla de oxígeno y ozono, con lo cual se puede dotar de un mayor poder oxidante al oxidante y un mayor control sobre la composición de la mezcla. Este control se puede realizar electrónicamente, garantizando para cualquier altura de vuelo y potencia la mezcla óptima para el aprovechamiento total del combustible.Preferably, the oxidant is a mixture of air from a high pressure compressor and a mixture of oxygen and ozone, which can provide greater power oxidant to oxidant and greater control over the composition of the mixture. This control can be done electronically, guaranteeing for any height of flight and power the mixture Optimum for total fuel utilization.

Ventajosamente, el turbopropulsor de la invención comprende una cámara situada directamente después de la cámara de combustión que comprende medios para inyectar un segundo oxidante, preferentemente ozono, de modo que los gases que salen de la cámara de combustión inquemados son oxidados completamente, aprovechándose totalmente el combustible y evitando la expulsión de combustible sin quemar al exterior.Advantageously, the turboprop of the invention comprises a camera located directly after the combustion chamber comprising means for injecting a second oxidizer, preferably ozone, so that the gases leaving The combustion chamber is completely oxidized, taking full advantage of the fuel and avoiding the expulsion of Unburned fuel outside.

Más preferentemente, la cámara de combustión comprende medios para inyectar un flujo de aire al interior de la cámara de combustión por la superficie periférica. Esta característica, ya conocida en la técnica, y que permite centrar la llama y disminuir la temperatura de la envolvente de la cámara de combustión, se combina con las características de la invención para optimizar eficiencia de la cámara de combustión.More preferably, the combustion chamber comprises means for injecting a flow of air into the combustion chamber on the peripheral surface. This characteristic, already known in the art, and that allows to center the flame and lower the temperature of the chamber envelope combustion, is combined with the features of the invention to optimize combustion chamber efficiency.

Ventajosamente, el segundo oxidante es ozono, gas con características oxidantes óptimas, obtenido en etapas precedentes, tal como se describe en la solicitud de patente 200701745 del mismo solicitante.Advantageously, the second oxidant is ozone, gas with optimal oxidizing characteristics, obtained in stages precedents, as described in the patent application 200701745 of the same applicant.

Más preferentemente, la cámara de mezclado está dispuesta fuera del tubo termodinámico, de modo que no interfiere en el avance del aire secundario.More preferably, the mixing chamber is arranged outside the thermodynamic tube, so that it does not interfere in the advance of the secondary air.

Asimismo, la invención se refiere a un turbopropulsor aeronáutico, que comprende una turbina de baja presión y un primer ventilador de propulsión, y que se caracteriza por el hecho de que la salida de la turbina está situada en su superficie periférica, en la cual están dispuestos unos álabes paralelos al eje de la turbina y por el hecho de que dicha turbina y dicho primer ventilador de propulsión son solidarios.Also, the invention relates to a aeronautical turboprop, which comprises a low turbine pressure and a first propulsion fan, and that is characterized due to the fact that the turbine outlet is located in its peripheral surface, on which vanes are arranged parallel to the axis of the turbine and by the fact that said turbine and said first propulsion fan are supportive.

Por lo tanto, esta turbina es accionada por un flujo axial, el de entrada, y por un flujo con componente casi exclusivamente radial, que contribuye con gran eficiencia al momento angular ejercido sobre la turbina por los gases de escape. Los álabes de eje longitudinal paralelo al eje de la turbina son de construcción extremadamente sencilla y de gran robustez, y pueden ser inclinados con respecto a la dirección radial con el ángulo necesario para absorber la máxima energía cinética de los gases de salida.Therefore, this turbine is powered by a axial flow, the inlet, and by a flow with almost component exclusively radial, which contributes with great efficiency to the moment angle exerted on the turbine by the exhaust gases. The Longitudinal shaft blades parallel to the turbine shaft are of Extremely simple and robust construction, and can be inclined with respect to the radial direction with the angle necessary to absorb the maximum kinetic energy of the gases of exit.

Otras ventajas de esta turbina son las siguientes:Other advantages of this turbine are the following:

--: Es de construcción compacta,It is compact construction,

--: No se necesitan tantas etapas como en las turbinas convencionales, las cuales pueden llegar a necesitar hasta seis discos de álabes, y por lo tanto tiene un peso menor,I dont know they need as many stages as in conventional turbines, the which may require up to six blade discs, and for therefore has a lower weight,

--: Los álabes de salida se pueden diseñar para que gire a la velocidad óptima,The output blades can be designed to rotate at speed optimal,

--: Tiene pocas piezas y es de fácil mantenimiento,Have few pieces and is easy to maintain,

--: Implica un consumo de energía global menor.It implies a global energy consumption Minor.

--: No se necesita una caja de engranajes para reducir la alta velocidad del eje central, puesto que esta turbina gira independientemente de éste.I dont know You need a gearbox to reduce the high speed of the central axis, since this turbine rotates independently of East.

Esta turbina de baja presión es solidaria de un ventilador de propulsión situado a proximidad, de modo que se obtiene un conjunto muy compacto de gran robustez. En este conjunto, los gases de escape que son desviados por la turbina a 90º se encuentran al salir de esta con poca energía cinética, lo cual les permite ser arrastrados hacia la boca de salida del turbopropulsor por los gases impulsados por el ventilador. La reacción sobre la parte posterior de la turbina debido a su acción de desvío de los gases puede ser soportada por un sistema clásico a base de rodamientos o bien a base de soportes electromagnéticos, que proporcionan una mayor vida útil, elimina los roces y por la tanto las necesidades de lubricación, y que por lo tanto, reducen las pérdidas energéticas por fricciones.This low pressure turbine is integral with a propulsion fan located nearby, so that it You get a very compact set of great robustness. In this set, the exhaust gases that are diverted by the turbine at 90º are they find when they leave this one with little kinetic energy, which allows to be dragged to the outlet of the turboprop by the gases driven by the fan. The reaction on the back of the turbine due to its deflection action of the gases can be supported by a classic system based on bearings or based on electromagnetic supports, which They provide a longer life, eliminates friction and therefore lubrication needs, and therefore, reduce energy losses due to friction.

Para aprovechar al máximo la energía cinética de los gases de escape, el turbopropulsor de la invención comprende, ante la turbina de baja presión descrita en el sentido de avance de los gases una segunda turbina de baja presión de una etapa. De esta manera, el aprovechamiento de la energía cinética de los gases de salida se realiza en dos etapas, etapa axial y etapa radial, de modo que el proceso se hace escalonadamente y con un menor aumento de entropía.To take full advantage of the kinetic energy of the exhaust gases, the turboprop of the invention comprises, before the low pressure turbine described in the direction of travel of the gases a second low pressure turbine of a stage. This way, harnessing the kinetic energy of gases from output is performed in two stages, axial stage and radial stage, of so that the process is done stepwise and with a smaller increase of entropy

Ventajosamente, la segunda turbina de baja presión de una etapa acciona directamente un compresor de baja presión.Advantageously, the second low turbine single stage pressure directly drives a low compressor Pressure.

Por otro lado, preferentemente, el turbopropulsor de la invención comprende un segundo ventilador de propulsión situado frente al primer ventilador, estando dichos primer y segundo ventiladores enlazados cinemáticamente y dinámicamente, de modo que giran en sentidos contrarios lográndose ahorros de combustible del orden del quince al veinte por ciento.On the other hand, preferably, the turboprop of the invention comprises a second fan of propulsion located in front of the first fan, said first and second kinematically linked fans and dynamically, so that they turn in opposite directions achieving fuel savings of the order of fifteen to twenty per hundred.

Con esta disposición, clásica, se consigue un flujo axial a la salida de los dos ventiladores, así como una compensación del momento cinético.With this classic arrangement, you get a axial flow at the outlet of the two fans, as well as a Kinetic moment compensation.

Para lograr dicho enlace cinemático y dinámico, una solución preferente es disponer una pluralidad de engranajes interpuestos entre dicho primer y segundo ventiladores, a modo de piñones satélites que accionen el segundo ventilador en sentido opuesto al primero, con la misma velocidad angular.To achieve this kinematic and dynamic link, a preferred solution is to arrange a plurality of gears interposed between said first and second fans, by way of satellite sprockets that drive the second fan in the direction opposite to the first, with the same angular velocity.

Más preferentemente, el turbopropulsor de la invención comprende una primera turbina de alta presión situada ante dicha segunda turbina de baja presión.More preferably, the turboprop of the invention comprises a first high pressure turbine located before said second low pressure turbine.

La disposición sucesiva de turbinas de alta y de baja presión, ya conocida, se combina con el accionamiento del compresor de baja presión a partir, directamente, de la turbina de baja presión, la cual, al girar a alta velocidad, permite realizar un compresor de baja presión de pocas etapas, preferentemente dos, de manera que este tiene menos piezas y por lo tanto menos costes de mantenimiento, y tiene menos peso, por lo tanto menos consumo de combustible global.The successive arrangement of high turbines and low pressure, already known, is combined with the actuation of the low pressure compressor starting directly from the turbine of low pressure, which, when turning at high speed, allows to perform a low-stage low pressure compressor, preferably two, so that it has fewer parts and therefore less costs maintenance, and has less weight, therefore less consumption of global fuel

Más ventajosamente, el turbopropulsor de la invención comprende un compresor de alta presión, con dos secciones de etapas de compresión, estando la primera de ellas compuesta de varias etapas axiales y una centrífuga y estando compuesta la segunda por una pluralidad de etapas axiales, siendo accionadas dicha etapa centrífuga y dichas etapas axiales de dicha segunda sección por segunda turbina de alta presión de la cual son solidarias. Esta segunda sección, a la cual se denomina a partir de ahora compresor de refrigeración, permite la reducción de la temperatura del aire de refrigeración con respecto a sistemas convencionales, lo cual permite a su vez reducir la temperatura del aire para realizar la mezcla con el carburante.More advantageously, the turboprop of the invention comprises a high pressure compressor, with two sections of compression stages, the first being composed of several axial stages and a centrifuge and being composed the second by a plurality of axial stages, being driven said centrifugal stage and said axial stages of said second section by second high pressure turbine of which they are Solidarity This second section, which is called from Now refrigeration compressor, allows the reduction of cooling air temperature with respect to systems conventional, which in turn reduces the temperature of the air to mix with the fuel.

Más preferente, el compresor de alta presión se puede realizar con cuatro etapas axiales en la primera sección comprende y tres etapas de compresión axiales en la segunda sección.More preferably, the high pressure compressor is can perform with four axial stages in the first section comprises and three stages of axial compression in the second section.

Finalmente, los diferentes elementos del turbopropulsor de la invención están dispuestos en el sentido de avance de los gases según se expone a continuación:Finally, the different elements of turboprop of the invention are arranged in the sense of advance of gases as set out below:

--: el compresor de baja presión,he low pressure compressor,

--: la primera sección del compresor de alta presión,the first section of the high pressure compressor,

--: la segunda sección del compresor de alta presión,the second section of the high pressure compressor,

--: la segunda turbina de alta presión, la primera turbina de alta presión,the second high pressure turbine, the first high turbine Pressure,

--: la segunda turbina de baja presión,the second low pressure turbine,

--: la entrada a la turbina de baja presión,the low pressure turbine inlet,

--: la salida de la turbina de baja presión.the Low pressure turbine outlet.

       \vskip1.000000\baselineskip\ vskip1.000000 \ baselineskip

Brief description of the drawings

Para mejor comprensión de cuanto se ha expuesto se acompañan unos dibujos en los que, esquemáticamente y tan sólo a título de ejemplo no limitativo, se representa un caso práctico de realización del turbopropulsor de la invención.For a better understanding of how much has been exposed Some drawings are accompanied in which, schematically and only to non-limiting example title, a case study of embodiment of the turboprop of the invention.

La figura 1 es una sección esquemática en alzado del sistema de mezclado, combustión y quemado posterior del turbopropulsor de la invención según una realización preferida.Figure 1 is a schematic elevation section of the mixing, combustion and subsequent burning system of the turboprop of the invention according to a preferred embodiment.

La figura 2 es una sección esquemática en alzado de la turbina de baja presión del turbopropulsor de la invención.Figure 2 is a schematic elevation section of the low pressure turbine turboprop invention.

La figura 3 es una sección esquemática en alzado del turbopropulsor de la invención.Figure 3 is a schematic elevation section of the turboprop of the invention.

La figura 4 es un diagrama esquemático en el que se agrupan los compresores y las turbinas del turbopropulsor.Figure 4 is a schematic diagram in which compressors and turboprop turbines are grouped.

Description of preferred embodiments

Tal como se puede apreciar en el diagrama esquemático de la figura 1, el turbopropulsor de la invención comprende al menos una cámara de combustión 1 para la reacción de combustión en la que están situadas las bujías (no representadas), y se caracteriza por el hecho de que comprende al menos una cámara 2 de mezclado en la que se inyectan y se mezclan el combustible 3 y un primer oxidante que puede llevar ozono 4, y estando dicha al menos una cámara 2 situada aguas arriba de dicha cámara de combustión 1, de modo que la mezcla combustible-primer oxidante llega homogeneizada a dicha al menos una cámara de combustión 1.As can be seen in the diagram schematic of figure 1, the turboprop of the invention it comprises at least one combustion chamber 1 for the reaction of combustion in which the spark plugs (not shown) are located, and is characterized by the fact that it comprises at least one chamber 2 mixing in which fuel 3 is injected and mixed and a first oxidant that can carry ozone 4, and said being at minus a chamber 2 located upstream of said chamber of combustion 1, so that the mixture fuel-first oxidizer arrives homogenized to said at least one combustion chamber 1.

Una vez realizada la combustión en la cámara de combustión, que se realizará en condiciones homogéneas, puesto que la mezcla ya llega fuertemente homogeneizada a ésta, los gases fruto de la combustión pasan a otra cámara posterior 5 donde se inyecta ozono por unos orificios 6 para completar la combustión del combustible que no ha reaccionado en la cámara de combustión.Once the combustion in the chamber of combustion, which will be carried out in homogeneous conditions, since the mixture already arrives strongly homogenized to it, the fruit gases of combustion pass to another rear chamber 5 where it is injected ozone through holes 6 to complete the combustion of fuel that has not reacted in the combustion chamber.

Asimismo, y de manera conocida, la cámara de combustión comprende medios (no representados) para inyectar un flujo de aire al interior de la cámara de combustión por la superficie periférica 25, de modo que se estabiliza el flujo de gases quemados.Also, and in a known way, the chamber of combustion comprises means (not shown) for injecting a air flow into the combustion chamber through the peripheral surface 25, so that the flow of burned gases

Según esta realización preferida de la invención, la cámara de cámara de mezclado 2 está dispuesta fuera del tubo termodinámico, tal como se aprecia en la figura 1.According to this preferred embodiment of the invention, the mixing chamber chamber 2 is arranged outside of the thermodynamic tube, as shown in Figure 1.

Asimismo, para optimizar el funcionamiento de la combinación de tres cámaras de combustión, el sistema de inyección está compuesto por dos tipos diferentes de inyectores. Por un lado, se dispone de inyectores, preferentemente dieciséis, distribuidos angularmente en la cámara de combustión, que es de forma anular, que introducen la mezcla de combustible oxidante en la cámara de combustión. Para optimizar también el proceso de combustión, estos inyectores inyectan en forma de torbellino.Also, to optimize the operation of the combination of three combustion chambers, the injection system It is composed of two different types of injectors. On the one hand, injectors are available, preferably sixteen, distributed angularly in the combustion chamber, which is annular, which they introduce the oxidizing fuel mixture into the chamber of combustion. To also optimize the combustion process, these injectors injected in the form of whirlwind.

Según otra realización preferida de la invención, tal como se puede apreciar en las figuras 2 y 3, el turbopropulsor 7 comprende una turbina de baja presión 8 y un primer ventilador de propulsión 9, y se caracteriza por el hecho de que la salida 26 de dicha turbina está situada en su superficie periférica, en la cual están dispuestos unos álabes 10 paralelos al eje 11 de la turbina y por el hecho de que dicha turbina 8 y dicho primer ventilador de propulsión 9 son solidarios. Por lo tanto, tal como se puede ver en la figura 3, los gases de salida 13 de la turbina de baja presión 8, que salen perpendiculares al eje de la turbina 11, son desviados en la dirección axial por el flujo de aire impulsado por el ventilador de propulsión 9.According to another preferred embodiment of the invention, as can be seen in figures 2 and 3, the turboprop 7 comprises a low pressure turbine 8 and a first propulsion fan 9, and is characterized by the fact that the outlet 26 of said turbine is located on its surface peripheral, in which vanes 10 are arranged parallel to the axis 11 of the turbine and by the fact that said turbine 8 and said First propulsion fan 9 are supportive. Therefore, such as can be seen in figure 3, the exhaust gases 13 of the low pressure turbine 8, leaving perpendicular to the axis of the turbine 11, are deflected in the axial direction by the flow of air driven by the propulsion fan 9.

Según esta realización preferida de la invención, el turboventilador 7 comprende un segundo ventilador de propulsión 14 situado frente a dicho primer ventilador 9, estando dichos primer y segundo ventiladores enlazados cinemáticamente y dinámicamente, de modo que giran en sentidos contrarios, por ejemplo, mediante una pluralidad de engranajes (no representados) interpuestos entre dicho primer 9 y segundo ventiladores 14. Aunque se hayan denominado por razones de claridad primero y segundo ventiladores, ello no restringe su disposición relativa con respecto al sentido del flujo de aire que los atraviesa.According to this preferred embodiment of the invention, the turbo fan 7 comprises a second fan of propulsion 14 located in front of said first fan 9, being said first and second kinematically linked fans and dynamically, so that they rotate in opposite directions, by example, by a plurality of gears (not shown) interposed between said first 9 and second fans 14. Although have been named for reasons of clarity first and second fans, this does not restrict their relative arrangement with regarding the direction of the air flow that passes through them.

Asimismo, y de forma conocida en el estado de la técnica, el turbopropulsor comprende una primera turbina de alta presión 15, preferentemente de dos etapas, situada ante una segunda turbina de baja presión 27, y esta turbina de baja presión 27 es solidaria de un primer compresor de baja presión 16, el cual es preferentemente de dos etapas. Este bajo número de etapas del compresor de baja presión o booster es posible gracias a la alta velocidad de la turbina de baja presión 27, que no hace necesarias 5 o 6 etapas de baja compresión, como es habitual.Likewise, and in a manner known in the state of the art, the turboprop comprises a first high pressure turbine 15, preferably two stages, located before a second low pressure turbine 27, and this low pressure turbine 27 is integral with a first low pressure compressor 16, which is preferably two stages. This low number of stages of the low pressure compressor or booster is possible thanks to the high speed of the low pressure turbine 27, which does not require 5 or 6 low compression stages, as usual.

Otra característica ventajosa del turbopropulsor de la invención es que está provisto de un compresor de alta presión 17 que se divide en dos secciones de etapas de compresión.Another advantageous feature of the turboprop of the invention is that it is provided with a high compressor pressure 17 which is divided into two sections of stages of compression.

La primera 18 de estas secciones, está compuesta de varias etapas axiales 19 y la segunda 21 está compuesta por una etapa centrífuga 20 y una pluralidad de etapas axiales 22. Esta etapa centrífuga y las etapas axiales de la segunda sección son solidarias de una segunda turbina de alta presión 23. La etapa centrífuga, como en cualquier compresor centrífugo, aumenta la presión del aire, bajando su velocidad y aumentando su densidad, de modo que está preparado para entrar en la cámara de mezclado. Esta segunda turbina de alta presión 23 constituye, en el proceso termodinámico, la primera etapa de turbinado de alta presión, y la mencionada primera turbina de alta presión corresponde a la segunda etapa de turbinado de alta presión.The first 18 of these sections, is composed of several axial stages 19 and the second 21 is composed of a centrifugal stage 20 and a plurality of axial stages 22. This centrifugal stage and the axial stages of the second section are solidarity of a second high pressure turbine 23. The stage centrifugal, as in any centrifugal compressor, increases the air pressure, lowering its speed and increasing its density, of mode that is ready to enter the mixing chamber. This second high pressure turbine 23 constitutes, in the process thermodynamic, the first stage of high pressure turbination, and the mentioned first high pressure turbine corresponds to the second high pressure turbination stage.

Tal como se aprecia en la figura 4, la invención se puede realizar con cuatro etapas axiales 19 en la primera sección y tres etapas de compresión axiales en la segunda 22.As seen in Figure 4, the invention it can be done with four axial stages 19 in the first section and three stages of axial compression in the second 22.

La segunda etapa de compresión axial, también llamada compresor de refrigeración, toma el aire precomprimido por el compresor de baja presión 16 y lo impulsa 24 a la refrigeración de las cámaras de combustión 1, tal como se aprecia en la figura 1.The second stage of axial compression, also called refrigeration compressor, it takes pre-compressed air by the low pressure compressor 16 and drives it 24 to refrigeration of combustion chambers 1, as shown in the figure one.

Claims

1. Aeronautical turboprop, comprising at least one combustion chamber (1) for the combustion reaction, characterized in that it comprises at least one mixing chamber (2) in which the fuel (3) is injected and mixed ) and a first oxidizer (4), and said at least one mixing chamber (2) being placed before said combustion chamber (1) according to the direction of the gas flow, so that the fuel-first oxidant mixture arrives homogenized to said at least one combustion chamber (1).

2. Aeronautical turboprop according to claim 1, characterized in that said oxidant is a mixture of air from a high pressure compressor and a mixture of oxygen and ozone.

3. Turboprop according to claim 1, characterized in that it comprises a chamber (5) located directly after said combustion chamber (1) comprising means (6) for injecting a second oxidant.

A turboprop according to claim 3, characterized in that the combustion chamber (1) comprises means (25) for injecting a flow of air into the combustion chamber through the peripheral surface, to cool the perimeter of the Camera and center the flame.

5. Turboprop according to claim 3, characterized in that said second oxidant is ozone.

6. Turboprop according to claim 1, characterized in that said mixing chamber (2) is arranged outside the thermodynamic tube.

7. Aeronautical turboprop, comprising a low pressure turbine (8) and a first propulsion fan (9), characterized in that the output of said turbine (8) is located on its peripheral surface (26), in which are arranged blades (10) parallel to the axis of the turbine (11) and by the fact that said turbine (8) and said first propulsion fan ((9) are integral.

8. Aeronautical turboprop according to claim 7, characterized in that said low pressure turbine (8) comprises a second low pressure turbine (27) of a stage before its entry.

9. Aeronautical turboprop according to the preceding claim, characterized in that the second low pressure turbine (27) of a stage directly drives a low pressure compressor (16).

10. Turboprop according to claim 7, characterized in that it comprises a second propulsion fan (14) located in front of said first fan (9), said first and second fans being linked kinematically and dynamically, so that they rotate in directions contrary.

11. Turboprop according to the preceding claim, characterized in that said kinematic and dynamic link comprises a plurality of gears interposed between said first (9) and second fans (14).

12. Turboprop according to claim 7, characterized in that it comprises a first high pressure turbine (15) located before said second low pressure turbine (27).

13. Turboprop according to claim 9, characterized in that said first low pressure compressor (16) is two-stage.

14. Turboprop according to claim 7, comprising a high pressure compressor (17), characterized in that said high pressure compressor (17) comprises two sections (18, 21) of compression stages, the first one being they (18) composed of several axial stages and the second (21) being composed by a centrifuge and a plurality of axial stages, and by the fact that said centrifugal stage and said axial stages of said second section are in solidarity with a second turbine high pressure (23).

15. Turboprop according to the preceding claim, characterized in that the first section (18) comprises four axial stages and the second section (21) comprises three axial compression stages.

16. Turbopulsor according to claims 7, 8, 9, 10 and 11, characterized in that it comprises, in the direction of gas advancement:

--: el compresor de baja presión (16),he low pressure compressor (16),

--: la primera sección del compresor de alta presión (18),the first section of the high pressure compressor (18),

--: la segunda sección del compresor de alta presión (21),the second section of the high pressure compressor (21),

--: la segunda turbina de alta presión (23), la primera turbina de alta presión (15),the second high pressure turbine (23), the first high turbine pressure (15),

--: la segunda turbina de baja presión (27),the second low pressure turbine (27),

--: la entrada (12) a la turbina de baja presión (8),the inlet (12) to the low pressure turbine (8),

--: la salida (26) de la turbina de baja presión (8).the output (26) of the low pressure turbine (8).