ES2370308A1 - Motor aeronáutico. - Google Patents
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Abstract
Motor aeronáutico (1) de tipo turboventilador, provisto de un compresor de baja presión (2), un compresor de alta presión (3), al menos una cámara de combustión (4), una turbina de alta presión (5), dos etapas de baja presión, un turboventilador (8), estando la turbina de alta presión (5), las dos etapas de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, en el que el compresor de alta presión (3) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5), cuya salida del compresor de baja presión (2) comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador (8), de modo que se logra una gran eficiencia al no requerirse etapas intermedias entre la salida del compresor de baja presión y la turbina de álabes horizontales.
Description
Motor aeronáutico.
La presente invención se refiere a un motor
aeronáutico de tipo turboventilador de alta eficiencia y que
minimiza la contaminación al medio ambiente, en especial en lo que
se refiere a la emisión de compuestos que se forman a altas
temperaturas como los NOx.
Son conocidos los motores aeronáuticos de tipo
turboventilador, provistos de un compresor de baja presión, un
compresor de alta presión, una cámara de combustión, una turbina de
alta presión, una o varias etapas de turbina de baja presión, un
turboventilador, en los cuales la turbina de alta presión, las
etapas de turbina de baja presión están situadas consecutivamente
tras la cámara de combustión, y en los cuales el compresor de alta
presión es accionado directamente por la turbina de alta
presión.
En general, en los motores convencionales, el
turboventilador o fan es propulsado por el eje del motor que conecta
a este con la turbina de baja presión, con el problema de tener que
utilizar medios reductores de velocidad, por ejemplo una caja de
engranajes, que producen una alta solicitación mecánica.
Asimismo, es sabido que este tipo de motores
basa su funcionamiento en un compresor de alta presión con un
elevado número de etapas, hasta 14, lo cual supone una gran
complejidad y un peso considerable de la turbina.
Otro inconveniente de estos motores aeronáuticos
es que se emplea el mismo aire para la refrigeración y para la
combustión, con lo cual no se dispone de aire frío de refrigeración,
de modo que este tipo de motores da origen a una producción de NOX
no admisible.
Por lo tanto, es evidente la necesidad de
disponer de un motor aeronáutico que dé solución a los mencionados
inconvenientes del estado de la técnica.
Para ello, la presente invención propone un
motor aeronáutico de tipo turboventilador, provisto de
- -
- un compresor de baja presión,
- -
- un compresor de alta presión,
- -
- al menos una cámara de combustión,
- -
- una turbina de alta presión,
- -
- una primera etapa de turbina de baja presión,
- -
- una segunda etapa de turbina de baja presión,
- -
- un turboventilador,
estando la turbina de alta presión, la primera
etapa de turbina de baja presión y la segunda etapa de turbina de
baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión,
en el que dicho compresor de alta presión es accionado directamente
por dicha turbina de alta presión, y que se caracteriza por el
hecho de que la salida del compresor de baja presión comprende una
primera derivación conectada a la entrada de una turbina fría de
álabes horizontales, estando a su vez la turbina de álabes
horizontales dispuesta para accionar el turboventilador.
Efectivamente, la mejor eficiencia de un
compresor se obtiene a alta velocidad, y no es necesario después de
esta compresión realizar más etapas, puesto que el aire de alta
velocidad obtenido es directamente turbinado en una turbina fría de
álabes horizontales que puede ser diseñada para aprovechar de forma
óptima el caudal de aire de baja presión y alta velocidad.
Preferentemente, la salida del compresor de baja
presión comprende una segunda derivación conectada a una cámara de
refrigeración que envuelve a la cámara de combustión, de modo que la
cámara de combustión es enfriada por la práctica totalidad de la
superficie que la envuelve con aire frío.
Más preferentemente, la cámara de combustión es
anular, y su superficie externa orientada aguas arriba tiene un
perfil aerodinámico, de modo que la refrigeración es óptima.
Ventajosamente, la cámara de refrigeración que
envuelve a la cámara de combustión está conectada aguas abajo con la
salida de la cámara de combustión, de modo que en funcionamiento
permiten rebajar la temperatura de los gases de salida de la cámara
de combustión y, por lo tanto, los álabes de la turbina de alta
presión.
Más ventajosamente, el motor aeronáutico de la
invención comprende medios para suministrar a la cámara de
combustión una mezcla de aire y oxígeno activado con combustible
aeronáutico previamente comprimida y mezclada.
Es decir, la mezcla combustible oxidante no se
realiza en la cámara de combustión, si no que se realiza previamente
a su inyección en la cámara de combustión, de modo que se tiene un
mayor control sobre la composición de la mezcla y su homogeneidad en
el momento de la combustión en la cámara.
Preferentemente, dicha mezcla entrará a los
inyectores para ser encendida dentro del Liner de la cámara de
combustión y el aire, compuesto preferentemente de nitrógeno 79%,
oxígeno 20% y otros gases, se mezclará después de envolver
periféricamente el Liner para refrigerarlo a través de orificios de
refrigeración en este y a la salida de cámaras en el difusor antes
de los alabes fijos para entrar a la turbina de alta presión.
Preferentemente, los medios para suministrar a
la cámara de combustión una mezcla de aire/oxígeno activado y
combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están
situadas en una unidad de compresión situada físicamente
externamente a dicho motor, lo cual permite aligerar el motor.
Más preferentemente, los medios para suministrar
a la cámara de combustión una mezcla de
aire-combustible previamente comprimida y mezclada
comprende medios de generación de ozono, para suministrarlo a dicha
mezcla-combustible previamente a su inyección en la
cámara de combustión.
Debido al elevado poder oxidante del ozono, se
garantiza la combustión completa del combustible, aumentando la
eficiencia de utilización de este y evitando al mismo tiempo al
emisión de partículas fuertemente contaminantes a la atmósfera.
Más ventajosamente, el turboventilador está
situado en la sección central del motor y más preferentemente,
comprende una corona de álabes fijos configurados para orientar el
aire entrante de forma óptima para su aspiración por el
turboventilador.
Esta combinación las siguientes ventajas:
- El turboventilador queda protegido de impactos
de objetos que puedan entrar por la parte delantera del motor, como
por ejemplo aves.
- Asimismo, la corona de álabes fijos
proporciona un aislamiento acústico de las vibraciones provocadas
por la rotación del turboventilador.
Preferentemente, la salida de la segunda etapa
de turbina de baja presión está conectada a la salida del
turboventilador, de modo que los gases de combustión calientes son
enfriados inmediatamente por mezclado con el aire propulsado por el
turboventilador, contrariamente a los motores convencionales en los
cuales los gases calientes son expulsados por una tobera de escape
directamente al exterior.
Ventajosamente, la mencionada salida de la
segunda etapa de turbina de baja presión está orientada parcialmente
radialmente, de modo que al cruzarse los flujos con un ángulo
pronunciado, se favorece la mezcla entre el aire de impulsión y el
aire de salida de la segunda etapa de turbina de baja presión en el
interior de la tobera de escape.
Más ventajosamente, el compresor de baja presión
es axial y de tres etapas y aún más ventajosamente, el compresor de
alta presión es centrifugo.
Preferentemente, la turbina de alta presión es
axial y de un escalón, y la primera etapa de turbina de baja presión
y la segunda etapa de turbina de baja presión son axiales,
combinación óptima para la estructura general del motor aeronáutico
de la invención.
Ventajosamente, el motor aeronáutico de la
invención comprende medios de generación de energía eléctrica
dispuestos para ser accionados por la segunda etapa de turbina de
baja presión de modo que la energía eléctrica generada puede ser
empleada para el funcionamiento general de la aeronave provista de
los motores aeronáuticos de la invención, y especialmente para la
realización de la mezcla aire/oxígeno activado y combustible
aeronáutico en una unidad de compresión central.
Más ventajosamente, los dichos medios de
generación de energía eléctrica comprenden seis generadores
eléctricos dispuestos con sus ejes paralelos al eje del motor y
repartidos equiespaciados angularmente, de modo que se garantiza un
sistema a prueba de fallos y equilibrado.
Asimismo, la invención se refiere a una aeronave
provista de un motor aeronáutico según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores.
Finalmente, los medios para suministrar a la
cámara de combustión una mezcla de aire con oxígeno activado y
combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están
situados en la parte central inferior del fuselaje de la
aeronave.
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.
La figura 1 es una sección esquemática del motor
aeronáutico de la invención según una realización preferida.
La figura 2 es una representación esquemática
del motor aeronáutico de la invención en la que se aprecia la
disposición relativa de los medios de generación de energía
eléctrica.
Tal como se ilustra en las figuras, la invención
se refiere, de manera general, a un motor aeronáutico 1 de tipo
turboventilador, provisto de
- -
- un compresor de baja presión 2,
- -
- un compresor de alta presión 3,
- -
- al menos una cámara de combustión 4,
- -
- una turbina de alta presión 5,
- -
- una primera etapa 6 de turbina de baja presión,
- -
- una segunda etapa 7 de turbina de baja presión,
- -
- un turboventilador 8,
En el cual, de manera ya conocida, la turbina de
alta presión 5, la primera etapa 6 de turbina de baja presión y la
segunda etapa 7 de turbina de baja presión situadas consecutivamente
tras la cámara de combustión, y en el que el compresor de alta
presión 3 es accionado directamente por la turbina de alta presión
5.
Concretamente, el motor aeronáutico de la
invención se caracteriza por el hecho de que la salida del compresor
de baja presión 2 comprende una primera derivación 9 conectada a la
entrada de una turbina fría 10 de álabes horizontales, estando a su
vez la turbina 10 de álabes horizontales dispuesta para accionar el
turboventilador 8, de modo que es posible accionar con un mínimo
número de etapas de compresión directamente a la turbina fría de
álabes horizontales, puesto que el diseño de esta permite aprovechar
el aire de alta velocidad proveniente del compresor de baja
presión.
La salida del compresor de baja presión 2
comprende una segunda derivación 11 conectada a la entrada del
compresor de alta presión para enviar aire de refrigeración a la
cámara de refrigeración 12 que envuelve a la cámara de combustión 4,
refrigerando a si la cámara de combustión.
Según esta realización preferida, la cámara de
combustión 4 es anular, y su superficie externa 13 orientada aguas
arriba tiene un perfil aerodinámico.
Este aire de refrigeración, tras envolver la
cámara de combustión, y por lo tanto precalentándose, entra por unos
orificios radiales de la cámara de combustión para refrigerar los
gases de la combustión antes de que estos alcancen los álabes fijos
de entrada de la turbina de alta presión.
Asimismo, el motor aeronáutico 1 de la invención
comprende medios 14 para suministrar a la cámara de combustión 4 una
mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico
previamente comprimida y mezclada.
Estos medios pueden estar situados en el
exterior del propio motor, por ejemplo en una unidad de compresión
central que proporciona la mezcla a todos los motores de la
aeronave.
Para mejorar la combustión y reducir la emisión
de inquemados, se prevé que los medios 14 para suministrar a la
cámara de combustión 4 una mezcla de
aire-combustible previamente comprimida y mezclada
comprenda medios de generación de ozono 15, para suministrarlo a
dicha mezcla-combustible previamente a su inyección
en la cámara de combustión 4.
Una de las ventajas de la estructura del motor
de la invención es que permite que el turboventilador 8 esté situado
en la sección central 16 del motor 1, lo cual permite situar ante
este una corona 16 de álabes fijos configurados para orientar el
aire entrante E de forma óptima para su aspiración por el
turboventilador 8.
Esta corona presenta la ventaja añadida de que
protege el turboventilador de objetos que puedan ser aspirados por
la boca del turboventilador, tales como pájaros.
Asimismo, la salida 17 de la segunda etapa 7 de
turbina de baja presión está conectada a la salida del
turboventilador, y está orientada parcialmente radialmente, de modo
que se favorece la mezcla entre el aire de impulsión I y el aire de
salida S de la segunda etapa 7 de turbina de baja presión en el
interior de la tobera de escape.
Según un modo de realización preferida de la
invención, el compresor de baja presión 2 es axial y de tres etapas,
el compresor de alta presión 3 es centrifugo y la turbina de alta
presión es axial y de un escalón 5, y la primera etapa 6 de turbina
de baja presión y la segunda etapa 7 de turbina de baja presión son
axiales.
Otra característica ventajosa de la invención
reside en que incorpora medios 18 de generación de energía eléctrica
dispuestos para ser accionados por las segunda etapa 7 de turbina de
baja presión.
Estos medios se pueden implementar mediante seis
generadores eléctricos 19 dispuestos con sus ejes paralelos al eje
20 del motor y repartidos equiespaciados angularmente.
El motor aeronáutico antes descrito halla una
especial aplicación para ser montado en una aeronave en la cual los
medios 14 para suministrar a la cámara de combustión 4 una mezcla de
aire con oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente
comprimida y mezclada están situados en la parte central inferior
del fuselaje de la aeronave, concretamente a modo de unidad de
compresión central que suministra una mezcla de aire/oxígeno
activado y combustible aeronáutico, siendo controladas las
características de esta mezcla permanentemente para ir adaptándose a
las diferentes condiciones de vuelo.
Claims (19)
1. Motor aeronáutico (1) de tipo
turboventilador, provisto de
- -
- un compresor de baja presión (2),
- -
- un compresor de alta presión (3),
- -
- al menos una cámara de combustión (4),
- -
- una turbina de alta presión (5),
- -
- una primera etapa (6) de turbina de baja presión,
- -
- una segunda etapa (7) de turbina de baja presión,
- -
- un turboventilador (8),
estando la turbina de alta presión (5), la
primera etapa (6) de turbina de baja presión y la segunda etapa (7)
de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara
de combustión,
en el que dicho compresor de alta presión (3) es
accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5),
caracterizado por el hecho de que
la salida del compresor de baja presión (2)
comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una
turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha
turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el
turboventilador (8).
2. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación
1, en el que la salida del compresor de baja presión (2) comprende
una segunda derivación (11) conectada a la entrada del compresor de
alta presión para enviar aire de refrigeración a la cámara de
refrigeración (12) que envuelve a la cámara de combustión (4).
3. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación
1, en el que dicha cámara de combustión (4) es anular, y por el
hecho de que la superficie externa (13) orientada aguas arriba tiene
un perfil aerodinámico.
4. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación
anterior, en el que la cámara de refrigeración (12) que envuelve a
la cámara de combustión (4) está conectada aguas abajo con la salida
de la cámara de combustión, de modo que en funcionamiento permiten
rebajar la temperatura de los gases de salida de la cámara de
combustión y, por lo tanto, los álabes de la turbina de alta
presión.
5. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación
1, en el que comprende medios (14) para suministrar a la cámara de
combustión (4) una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible
aeronáutico previamente comprimida y mezclada.
6. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las
reivindicaciones 1 y 2 y la reivindicación anterior, en el que
dichos medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4)
una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico
previamente comprimida y mezclada están situados en una unidad de
compresión situada físicamente externamente a dicho motor (1).
7. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las
reivindicaciones 1, 2 ó 3 y las reivindicaciones 5 y 6, en el que
dichos medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4)
una mezcla de aire-combustible previamente
comprimida y mezclada comprende medios de generación de ozono (15),
para suministrarlo a dicha mezcla-combustible
previamente a su inyección en la cámara de combustión (4).
8. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores, en el que el turboventilador (8) está
situado en la sección central (16) del motor (1).
9. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las
reivindicaciones anteriores, en el que comprende una corona (16) de
álabes fijos configurados para orientar el aire entrante (E) de
forma óptima para su aspiración por el turboventilador (8).
10. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, en el que la salida (17) de la
segunda etapa (7) de turbina de baja presión está conectada a la
salida del turboventilador.
11. Motor aeronáutico (1) según la
reivindicación anterior, en el que dicha salida (17) está orientada
parcialmente radialmente, de modo que se favorece la mezcla entre el
aire de impulsión (I) y el aire de salida (S) de la segunda etapa
(7) de turbina de baja presión en el interior de la tobera de
escape.
12. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, en el que el compresor de baja
presión (2) es axial y de tres etapas.
13. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, en el que el compresor de alta
presión (3) es centrifugo.
14. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, en el que la turbina de alta
presión es axial y de un escalón (5), y la primera etapa (6) de
turbina de baja presión y la segunda etapa (7) de turbina de baja
presión son axiales.
15. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, que comprende medios (18) de
generación de energía eléctrica dispuestos para ser accionados por
las segunda etapa (7) de turbina de baja presión.
16. Motor aeronáutico (1) según la
reivindicación anterior, en el que dichos medios (18) de generación
de energía eléctrica comprenden seis generadores eléctricos (19)
dispuestos con sus ejes paralelos al eje (20) del motor y repartidos
equiespaciados angularmente.
17. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de
las reivindicaciones anteriores, que está configurado para la mezcla
entre en los inyectores para ser encendida dentro del Liner de la
cámara de combustión y el aire y se mezcle después de envolver
periféricamente el Liner para refrigerarlo a través de orificios de
refrigeración en este y a la salida de cámaras en el difusor antes
de los alabes fijos para entrar a la turbina de alta presión.
18. Aeronave provista de un motor aeronáutico
según cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
19. Aeronave (21) según cualquiera de las
reivindicaciones 5 ó 6, en el que dichos medios (14) para
suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire con
oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y
mezclada están situados en la parte central inferior del fuselaje de
la aeronave.
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| ES200803764A ES2370308B1 (es) | 2008-12-31 | 2008-12-31 | Motor aeronáutico. |
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|---|---|---|---|
| ES200803764A ES2370308B1 (es) | 2008-12-31 | 2008-12-31 | Motor aeronáutico. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2370308A1 true ES2370308A1 (es) | 2011-12-14 |
| ES2370308B1 ES2370308B1 (es) | 2012-10-22 |
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ID=45002343
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES200803764A Active ES2370308B1 (es) | 2008-12-31 | 2008-12-31 | Motor aeronáutico. |
Country Status (1)
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|---|---|
| ES (1) | ES2370308B1 (es) |
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2008
- 2008-12-31 ES ES200803764A patent/ES2370308B1/es active Active
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2370308B1 (es) | 2012-10-22 |
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Legal Events
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