ES2418148T3 - Generación térmica para una turbina de gas - Google Patents

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Abstract

Dispositivo de produccion de potencia electrica en una turbina de gas, o similar, de una aeronave, compuesto de una pluralidad de celulas termoelectricas (44), de las que una cara rodea una fuente caliente (SC), estando la fuente fria (SF) constituida por una circulacion de un fluido frio (F), realizada sobre la otra cara de dichas celulas termoelectricas, dispositivo en el que dicha fuente fria (SF) esta constituida por al menos una zona anular (46) en la que se introduce dicho fluido frio, formando una pared (48) de dicha zona anular un puente termico con la segunda cara de dichas celulas termoelectricas, siendo la segunda pared de la zona anular (46) la envolvente exterior del dispositivo, estando el dispositivo caracterizado porque la fuente caliente esta compuesta por al menos una zona anular (58) en la que circula una parte de los gases de escape (que constituyen el fluido caliente) segun un movimiento en espiral hacia las secciones exteriores; porque la fuente fria esta esta constituida por la citada al menos una zona anular (46) en la que se introduce el fluido frio (F) segun un movimiento en espiral hacia las secciones interiores, y porque al menos un conjunto anular de celulas termoelectricas (44) esta montado concentricamente de tal forma que una de las caras de este conjunto esta en contacto con el fluido frio (F) y la otra cara esta en contacto con el fluido caliente, por lo que se consigue asi un intercambiador cilindrico en contraºcorriente.

Description

Generacion termica para una turbina de gas
La presente invencion tiene por objeto un dispositivo de produccion de potencia electrica por medio de una turbina de gas de aeronave o similar.
5 Las aeronaves consumen, para sus equipamientos internos, una cantidad de electricidad no despreciable. Esta potencia electrica la produce, en general, un alternador que se alimenta de la potencia mecanica de la turbina de gas. Por lo tanto, resulta interesante disponer de medios de produccion de potencia electrica que no impliquen aumento del consumo de carburante de la aeronave.
Ademas, se conocen celulas termoelectricas capaces de producir una potencia electrica bajo el efecto de un 10 diferencial de temperatura que se les aplica.
En la figura 1 adjunta se ha representado una de estas celulas termoelectricas 10. Esta constituida, esencialmente, por una junta semiconductora compuesta esencialmente por dos elementos 12 y 14, respectivamente dopados o impurificados de tipo N y de tipo P. Estos dos elementos estan unidos entre ellos por un conductor electrico 16 y comprenden dos conexiones electricas que forman los bornes 18 y 19. Lo mas frecuente es que este conjunto, que
15 constituye la celula unitaria termoelectrica, este montado entre dos soportes electricamente aislantes, tales como, por ejemplo, 20 y 22, que faciliten la fijacion de dicha celula sobre otro componente. Por supuesto, es posible asociar varias celulas elementales entre ellas.
Ademas, es bien sabido que la eficacia o el rendimiento de estas celulas es directamente proporcional a la diferencia de temperaturas que existe entre las dos caras de esta celula constituida, por ejemplo, por los soportes aislantes 20
20 y 22.
En la solicitud de patente PCT WO 2005/017331 se describe un generador de potencia termoelectrica para un motor que utiliza una turbina de gas, especialmente para la propulsion de aeronaves.
En esta solicitud de patente se propone disponer, en torno a una zona caliente, conjuntos de celulas termoelectricas en forma de anillos, sin que se precisen las condiciones de montaje de estos conjuntos de celulas termoelectricas.
25 En la solicitud de patente PCT WO 01/61768 se describe un dispositivo de produccion de potencia electrica en una turbina de gas o similar de una aeronave, que comprende una pluralidad de celulas termoelectricas, una cara de las cuales rodea una fuente caliente, en la cual la fuente fria esta constituida por una circulacion de un fluido frio, realizada en la otra cara de las citadas celulas termoelectricas.
Ahora bien, como se ha explicado anteriormente, el rendimiento de equipo de produccion de potencia electrica de
30 este tipo depende muy directamente de la diferencia de temperaturas entre la fuente caliente y la fuente fria, entre las que se interponen las celulas termoelectricas.
Un objetivo de la presente invencion es el de suministrar un dispositivo de produccion de potencia electrica mediante una turbina de gas de aeronave o similar, que permita obtener un rendimiento de las celulas termoelectricas substancialmente mejorado, sin aumentar significativamente el consumo de carburante de la aeronave.
35 Para alcanzar este objetivo segun la invencion, el dispositivo de produccion de potencia electrica en una turbina de gas o similar de una aeronave comprende una pluralidad de celulas termoelectricas, de las que una cara rodea una fuente caliente, y se caracteriza porque la fuente fria esta constituida por una circulacion de un fluido frio realizada sobre la otra cara de dichas celulas termoelectricas, segun la reivindicacion 1.
Se entendera que, en este modo de realizacion, es la circulacion de fluido frio la que constituye la fuente fria 40 aplicable a las celulas termoelectricas, lo que mejora el rendimiento energetico de estas.
Segun un primer modo de ejecucion preferente, el sistema de produccion de potencia electrica se caracteriza porque dicho fluido frio se elige del grupo que comprende el carburante de dicha turbina, el aceite de refrigeracion o de lubricacion, el aire extraido al nivel de los compresores de dicha turbina, el aire de refrigeracion del compartimento motor y el aire exterior a la citada turbina.
45 Se entendera que la utilizacion de fluidos indicada arriba y, en particular, la del aceite de refrigeracion o del carburante, proporciona una capacidad de refrigeracion elevada, sin que entrafe ningun consumo suplementario significativo, ya que, por supuesto, tanto el carburante como el aceite de refrigeracion son reciclados.
Segun un primer modo ejecucion, la fuente caliente esta constituida por la pared de la tuberia de la turbina recalentada por conveccion por los gases de escape.
50 Segun la invencion, el sistema se caracteriza porque la citada fuente fria esta constituida por al menos una zona anular en la que se introduce el citado fluido frio. La pared interna de dicha zona anular esta en contacto con el
soporte 20 de dichas celulas termoelectricas. Al ser la pared externa de dicha zona anular la envoltura exterior, es refrigerada por conveccion por el fluido frio.
El dispositivo esta caracterizado por una alternancia de zonas anulares concentricas en las que circulan, alternativamente, la fuente fria y los gases de escape. Entre cada zona anular se encuentran situadas celulas termoelectricas.
Se comprendera que, gracias a la presencia de estas zonas anulares, entre las que se intercalan celulas termoelectricas, se realiza un intercambiador termico a contra�corriente, con lo que se mejora asi claramente el rendimiento total del dispositivo de produccion de potencia electrica.
Mas concretamente, la fuente caliente esta constituida por al menos una zona anular en la que fluye una parte de los gases de escape (que constituye el fluido caliente) siguiendo un movimiento en espiral hacia las secciones exteriores; y por al menos una zona anular en la que circula el fluido frio siguiendo un movimiento en espiral hacia las secciones interiores. Al menos un conjunto anular de celulas termoelectricas esta montado concentricamente, de tal forma que una de las caras de este conjunto este en contacto con el fluido frio y la otra cara este en contacto con el fluido caliente, razon por la cual se logra un intercambiador cilindrico en contra�corriente.
La presente invencion consiste tambien en la utilizacion de un dispositivo de produccion de potencia electrica, segun la invencion, para la alimentacion de accesorios de la turbina de gas con electricidad, como, por ejemplo, el FADEC (regulador electronico) o bombas impulsadas por motores electricos.
Finalmente, la presente invencion contiene tambien un turbomotor de helicoptero que tiene un dispositivo de produccion de potencia electrica segun la invencion. Las celulas termoelectricas de dicho dispositivo se montan, preferentemente, en una tuberia de escape de turbomotor.
Otras caracteristicas y ventajas de la invencion se pondran mejor de manifiesto tras la lectura de la descripcion que sigue de varios modos de ejecucion de la invencion, ofrecidos a titulo de ejemplos, no limitativos. La descripcion se refiere a las figuras anexas, en las cuales:
La figura 1, ya descrita, muestra un modo posible de ejecucion de celulas termoelectricas utilizables en la invencion;
La figura 2 es una vista en corte longitudinal de la mitad de una turbina de gas para aeronaves, susceptible de equiparse con el dispositivo de produccion de potencia electrica;
La figura 3 muestra un primer modo de ejecucion del dispositivo de produccion de potencia electrica;
La figura 4 muestra una primera variante de ejecucion del dispositivo de produccion de potencia electrica;
La figura 5A muestra en perspectiva una tuberia de turbina de gas para aeronave equipada con intercambiador de calor para mejorar el rendimiento global del dispositivo de produccion de potencia electrica;
La figura 5B es una vista del extremo de la tuberia equipado con los intercambiadores de calor, segun la flecha VB de la figura 5A; y
La figura 6 muestra de forma sistematica un ejemplo de alimentacion de carburante para constituir la fuente fria.
La figura 2 muestra, de forma simplificada, un ejemplo de turbina de gas de aeronave susceptible de ser equipada con el dispositivo de produccion de potencia electrica segun la invencion. En esta figura se ha representado la turbina de gas 24 con su carter compresor 26, su carter de turbina de alta presion 28, su carter de turbina libre 30 y su tuberia de salida 32. Se ha representado igualmente el arbol de turbina de gas 34 de dicha turbina de gas.
El los modos de ejecucion del dispositivo de produccion de potencia electrica que se van a describir a continuacion, el dispositivo esta montado sobre, o en relacion con, la tuberia 32 de salida de la turbina de gas. Este dispositivo podria, llegado en caso, ser situado en otra parte caliente de la turbina.
En el primer modo de realizacion, representado en la figura 3, el dispositivo de produccion de potencia electrica 40 esta montado directamente en la cara externa de la pared 42 de la tuberia 32. El dispositivo de generacion de potencia electrica 40 esta constituido preferentemente por conjuntos de celulas termoelectricas asociadas entre ellas para formar conjuntos anulares 44, repartidos regularmente en la longitud de la pared 42 de la tuberia 32. Cada anillo esta constituido, por supuesto, por una sucesion de celulas termoelectricas del tipo representado en la figura 1, unidas entre ellas electricamente y en las cuales los soportes mecanicos 22 y 20 son flexibles para poder adecuar el conjunto a la forma de revolucion de la pared 42 de la tuberia 32. Asi, la primera cara de los elementos de conversion termoelectricos 44 esta en contacto, por un puente termico, con la cara externa de la pared 42 de la tuberia 32, mientras que la segunda cara de los elementos de conversion
termoelectricos 44 esta en contacto con el aire exterior, que sirve asi de fuente fria SF, estando prevista preferentemente una pared externa 48 (provista, llegado el caso, de perturbadores) que forma un puente termico. La fuente caliente SC, como se ha explicado, la constituyen el gas de escape G que circula dentro de la tuberia 32, que calienta por conveccion la cara interna de la pared 42 de la tuberia 32.
En la figura 4 se representa una variante de ejecucion del dispositivo de produccion de potencia electrica en la que la fuente caliente SC esta siempre constituida por la pared 42 de la tuberia 32, pero la fuente fria SF esta constituida por la circulacion de un fluido frio F dentro de un espacio anular 46, definido por una pared interna 48 en contacto con las segundas caras de los elementos de conversion termoelectricos 44 y por una pared externa 50. Se obtiene asi una mejor circulacion del fluido frio y un mejor intercambio termico con las celulas termoelectricas 44, dado que pueden estar dispuestos deflectores en el espacio anular 46. Asimismo, por supuesto que este modo de ejecucion permite utilizar otro fluido frio distinto del aire, como el aceite de refrigeracion o el carburante. No obstante, siempre se puede utilizar el aire exterior o el aire frio obtenido de las diferentes partes de la turbina de gas.
En las figuras 5A y 5B se ha representado un tercer modo de ejecucion del dispositivo de produccion de potencia electrica.
En estas figuras se vuelve a encontrar la pared 42 de la tuberia 32, que sirve de pared interior, y la pared 51, que es la pared exterior de la tuberia 32. El fluido frio F (aire frio, aceite de refrigeracion o carburante) llega por el o los tubos de llegada 52 y luego circula (en el sentido definido por convencion positiva) dentro de las zonas anulares concentricas 46, describiendo un movimiento de espiral hacia el centro de la tuberia. Estan dispuestos tabiques radiales estancos 59, con el fin de canalizar el fluido frio F, para describir dicho movimiento en espiral, asociados a tubos 53, que permiten la comunicacion entre las zonas anulares 46. En la ultima zona anular (la seccion mas pequefa) 461, el fluido frio F es evacuado hacia el exterior a traves del o de los tubos 54.
El fluido caliente G (gas de escape de la tuberia) es extraido al nivel de los gases de escape de la tuberia por el
o los tubos de llegada 55, luego circula (en el sentido definido por convencion negativa) por las zonas anulares 58, describiendo un movimiento en espiral hacia el exterior de la tuberia, partiendo de la zona de gas de escape
32. Estan dispuestos tabiques estancos 59' de tal manera que canalizan el fluido caliente G para describir dicho movimiento en espiral, asociados a tubos 56 que permiten la comunicacion entre las zonas anulares 58. En la ultima zona anular (la seccion mas gruesa) 581, el fluido caliente G es conducido hacia el flujo principal de los gases de escape de la tuberia, a traves del o de los tubos 57.
Varios conjuntos anulares de celulas termoelectricas 44 estan montados de forma concentrica, de tal manera que una de las caras de estos conjuntos este en contacto con el fluido frio F y la otra cara este en contacto con el fluido caliente G. Se realiza asi un intercambiador cilindrico en contra� corriente.
En la figura 6 se ha representado, en el caso particular en el que el fluido frio esta constituido por el carburante, un posible modo de alimentacion de la zona anular 46 (que puede estar compuesta por varias coronas concentricas, como se describe en relacion con el dispositivo de la figura 5B), que constituye la fuente fria del dispositivo de produccion de potencia electrica. En esta figura 6 se ha representado el deposito de combustible 60, una bomba de baja presion 62, que esta conectada a una bomba de alta presion 64 que lleva el carburante bajo presion a un regulador 66, que a su vez esta conectado a los inyectores 68 de la camara de combustion. Un pequefo caudal de carburante se extrae a la salida de la bomba de baja presion 62, para alimentar carburante a la zona anular 46 que constituye la fuente fria. Despues de haber circulado por la zona anular 46, el carburante se reinyecta a la entrada de la bomba de baja presion 62 por la tuberia 70.

Claims (6)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Dispositivo de produccion de potencia electrica en una turbina de gas, o similar, de una aeronave, compuesto de una pluralidad de celulas termoelectricas (44), de las que una cara rodea una fuente caliente 5 (SC), estando la fuente fria (SF) constituida por una circulacion de un fluido frio (F), realizada sobre la otra cara de dichas celulas termoelectricas, dispositivo en el que dicha fuente fria (SF) esta constituida por al menos una zona anular (46) en la que se introduce dicho fluido frio, formando una pared (48) de dicha zona anular un puente termico con la segunda cara de dichas celulas termoelectricas, siendo la segunda pared de la zona anular (46) la envolvente exterior del dispositivo, estando el dispositivo caracterizado porque la 10 fuente caliente esta compuesta por al menos una zona anular (58) en la que circula una parte de los gases de escape (que constituyen el fluido caliente) segun un movimiento en espiral hacia las secciones exteriores; porque la fuente fria esta esta constituida por la citada al menos una zona anular (46) en la que se introduce el fluido frio (F) segun un movimiento en espiral hacia las secciones interiores, y porque al menos un conjunto anular de celulas termoelectricas (44) esta montado concentricamente de tal forma que
    15 una de las caras de este conjunto esta en contacto con el fluido frio (F) y la otra cara esta en contacto con el fluido caliente, por lo que se consigue asi un intercambiador cilindrico en contra�corriente.
  2. 2. Dispositivo de produccion de potencia electrica segun la reivindicacion 1, caracterizado porque dicho fluido frio (F) es elegido del grupo formado por el carburante de la citada turbina, el aceite de refrigeracion o de lubrificacion, el aire extraido al nivel de los compresores de dicha turbina, el aire de refrigeracion del
    20 compartimento motor y el aire exterior a la citada turbina.
  3. 3.
    Dispositivo segun cualquiera de las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque la fuente caliente mencionada (SC) esta constituida por la pared (42) de la tuberia (32) de dicha turbina, calentada por conveccion por los gases de escape.
  4. 4.
    Dispositivo segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque comprende una pluralidad
    25 de zonas anulares (58) unidas entre si, en las que circula una parte de los gases de escape, y una pluralidad de zonas anulares (46) conectadas entre si, por las que circula el fluido frio, y una pluralidad de conjuntos anulares (44) de celulas termoelectricas, estando cada conjunto anular situado entre una zona anular (58) para los gases de escape y una zona anular (46) para el fluido frio (F).
  5. 5. Utilizacion del dispositivo de produccion de potencia electrica segun cualquiera de las reivindicaciones 1 a 30 4, para la alimentacion de gas y electricidad a accesorios de la turbina.
  6. 6. Turbomotor de helicoptero que comprende un dispositivo de produccion de potencia electrica segun cualquiera de las especificaciones 1 a 4.
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