ES2714792T3 - Unidad de potencia auxiliar con refrigeración combinada del generador - Google Patents

Unidad de potencia auxiliar con refrigeración combinada del generador Download PDF

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Andre Julien
David Menheere
Jean Thomassin
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Abstract

Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar para una aeronave, en la que la unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar comprende: un motor (12) de combustión interna que tiene un sistema refrigerante líquido; un generador (64) acoplado de manera accionante al motor (12) de combustión interna, en el que el generador (64) tiene un sistema refrigerante líquido distinto del sistema refrigerante líquido del motor (12) de combustión interna; un primer intercambiador (66; 166; 266; 366; 466) de calor que tiene primeros conductos (66a) de refrigerante en comunicación de fluido con el sistema refrigerante líquido del motor (12) de combustión interna y primeros conductos (66b; 166b) de aire en una relación de intercambio de calor con los primeros conductos (66a) de refrigerante; un segundo intercambiador (68; 168; 268; 368; 468) de calor que tiene segundos conductos (68a) de refrigerante en comunicación de fluido con el sistema refrigerante líquido del generador (64) y segundos conductos (68b; 168b) de aire en una relación de intercambio de calor con los segundos conductos (68a) de refrigerante; un conducto (70) de escape en comunicación de fluido con los conductos (66b, 68b; 166b, 168b) de aire primero y segundo; y un ventilador (78) recibido en el conducto (70) de escape y que puede ser girado por el motor (12) de combustión interna para dirigir un flujo de aire de refrigeración a través de los conductos (66b, 68b; 166b, 168b) de aire primero y segundo, caracterizado porque comprende, además una sección de turbina que tiene una entrada en comunicación de fluido con una salida del motor (12) de combustión interna, en el que la sección de turbina incluye al menos una turbina (22, 26; 622, 626) combinada con el motor (12) de combustión interna.

Description

DESCRIPCION
Unidad de potencia auxiliar con refrigeracion combinada del generador
Campo tecnico
La solicitud se refiere, en general, a conjuntos de motor compuesto, mas particularmente, a dichos conjuntos usados como unidades de potencia auxiliar (APU, Auxiliary Power Units).
Antecedentes de la tecnica
Las unidades de potencia auxiliares de motores de turbina de gas tradicionales, que incluyen un nucleo de motor con una camara de combustion, que se usan para accionar un generador, requieren tipicamente un sistema refrigerante para el generador. Dicho sistema refrigerante puede incluir ventiladores y/o eyectores puede representar perdidas de potencia significativas y/o crear penalizaciones por la resistencia aerodinamica durante el vuelo.
Ademas, dichas unidades de potencia auxiliar de motores de turbina de gas tradicionales normalmente tienen un escape con una temperatura relativamente alta, que requiere el uso de materiales de alta temperatura en las paredes del conducto de escape, lo que puede representar un coste significativo.
El documento US 2009/088063 A1 describe una unidad de potencia auxiliar de la tecnica anterior segun se expone en el preambulo de la reivindicacion 1.
Sumario
En un aspecto, se proporciona una unidad de potencia auxiliar para una aeronave, segun se expone en la reivindicacion 1. En un aspecto adicional, se proporciona un procedimiento de refrigeracion de un generador y un motor de combustion interna de una unidad de potencia auxiliar para una aeronave segun se expone en la reivindicacion 10.
Descripcion de los dibujos
A continuacion, se hace referencia a las figuras adjuntas, en las que:
La Fig. 1 es una vista lateral en seccion transversal, esquematica, de una unidad de potencia auxiliar segun una realizacion particular;
La Fig. 2 es una vista en planta en seccion transversal, esquematica, de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 1;
La Fig. 3 es una vista tridimensional esquematica de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 1;
La Fig. 4 es una vista en seccion transversal esquematica de un motor rotativo que puede ser usado en la unidad de potencia auxiliar de las Figs. 1-3;
La Fig. 5 es una vista tridimensional esquematica de una unidad de potencia auxiliar segun otra realizacion particular; La Fig. 6 es otra vista tridimensional esquematica de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 5, tomada desde un lado opuesto;
La Fig. 7 es una vista en seccion transversal, esquematica, de parte de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 5;
La Fig. 8 es una vista tridimensional esquematica, parcialmente transparente, de un extremo de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 5 recibido en un cono de cola de una aeronave;
La Fig. 9 es una vista inferior esquematica de una unidad de potencia auxiliar y un cono de cola segun una realizacion particular, con parte del cono de cola eliminada en aras de la claridad;
La Fig. 10 es una vista lateral esquematica de la unidad de potencia auxiliar y el cono de cola de la Fig. 9, con parte del cono de cola eliminada en aras de la claridad;
La Fig. 11 es una vista en seccion transversal, esquematica, de las secciones de compresor y de turbina de las unidades de potencia auxiliar de la Fig. 5 y de la Fig. 9;
La Fig. 12 es una vista en seccion transversal, esquematica, de parte de una unidad de potencia auxiliar que muestra una configuracion de entrada de refrigeracion y de intercambiador de calor segun otra realizacion particular que puede ser usada de manera alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliar anteriores.
La Fig. 13 es una vista en seccion transversal, esquematica, de parte de una unidad de potencia auxiliar que muestra una configuracion de entrada de refrigeracion y de intercambiador de calor segun otra realizacion particular que puede ser usada de manera alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliar anteriores.
La Fig. 14 es una vista en seccion transversal, esquematica, de una seccion de compresor segun otra realizacion particular que puede ser usada de manera alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliar anteriores.
La Fig. 15 es un diagrama de la configuracion de compresor y de turbina segun otra realizacion particular que puede ser usada de manera alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliar anteriores; y
La Fig. 16 es una vista en seccion transversal, esquematica, de la configuracion de compresor y de turbina de la Fig. 15.
Descripcion detallada
La presente descripcion incluye unidades de potencia auxiliar de un conjunto de motor compuesto para proporcionar energfa neumatica y/o electrica suplementaria, tanto en tierra como en vuelo, para aplicaciones de unidades de potencia auxiliar aereas. En una realizacion particular, las unidades de potencia auxiliar estan configuradas para reemplazar directamente una unidad de potencia auxiliar de un motor de turbina de gas tradicional y funcionan de una manera mas eficiente, con propiedades de potencia/peso y potencia/volumen que cumplen los requisitos para la aplicacion aerea. Tambien es posible la aplicacion a unidades de potencia en tierra, fijas o moviles.
Con referencia a las Figs. 1-3, se muestra en general una unidad 10 de potencia auxiliar segun una realizacion particular. La unidad 10 de potencia auxiliar incluye un nucleo 12' de motor que incluye uno o mas motores 12 de combustion interna intermitentes acoplados a un eje 16 comun (vease la Fig. 2). En una realizacion particular, el motor o los motores 12 de combustion interna intermitentes son motores de combustion interna rotativos, por ejemplo, motores Wankel; sin embargo, se entiende que, de manera alternativa, pueden usarse otros tipos de motores de combustion interna intermitentes.
Con referencia a la Fig. 4, se muestra un ejemplo de un motor Wankel que puede ser usado en el nucleo 12' del motor. Se entiende que la configuracion del motor o de los motores 12, por ejemplo, la ubicacion de los puertos, el numero y la ubicacion de los sellos, etc., pueden variar con respecto a la realizacion mostrada. El motor 12 comprende una carcasa 32 que define una cavidad de rotor que tiene un perfil que define dos lobulos, que es preferiblemente una epitrocoide. Un rotor 34 es recibido en el interior de la cavidad del rotor. El rotor define tres partes 36 de vertice separadas circunferencialmente, y un perfil generalmente triangular con lados arqueados hacia el exterior. Las partes 36 de vertice estan en acoplamiento de sellado con la superficie interior de una pared 38 periferica de la carcasa 32 para formar y separar tres camaras 40 de trabajo de volumen variable entre el rotor 34 y la carcasa 32. La pared 38 periferica se extiende entre dos paredes 54 de extremo separadas axialmente para encerrar la cavidad del rotor.
El rotor 34 esta acoplado a una parte 42 excentrica de un eje 16 de salida para realizar revoluciones orbitales en el interior de la cavidad del rotor. El eje 16 de salida realiza tres rotaciones por cada revolucion orbital del rotor 34. El eje 44 geometrico del rotor 34 esta desplazado desde el eje 46 de la carcasa 32 y es paralelo al mismo. Durante cada revolucion orbital, cada camara 40 vana en volumen y se mueve alrededor de la cavidad del rotor para experimentar las cuatro fases de admision, compresion, expansion y escape.
Hay provisto un puerto 48 de admision a traves de la pared 38 periferica para admitir aire comprimido al interior de una de las camaras 40 de trabajo. Hay provisto tambien un puerto 50 de escape a traves de la pared 38 periferica para la descarga de los gases de escape desde las camaras 40 de trabajo. Hay provistos tambien conductos 52 para una bujfa, una bujfa incandescente u otro mecanismo de encendido, asf como para uno o mas inyectores de combustible de un sistema de inyeccion de combustible (no mostrado) a traves de la pared 38 periferica. De manera alternativa, el puerto 48 de admision, el puerto 50 de escape y/o los conductos 52 pueden ser proporcionados a traves del extremo o de la pared 54 lateral de la carcasa. Puede proporcionarse una sub-camara (no mostrada) en comunicacion con las camaras 40, para el guiado o la inyeccion previa de combustible para la combustion.
Para un funcionamiento eficiente, las camaras 40 de trabajo estan selladas mediante sellos 56 perifericos o de vertice cargados por muelle que se extienden desde el rotor 34 para acoplarse a la superficie interior de la pared 38 periferica, y sellos 58 de cara o de gas cargados por muelle y sellos 60 de extremo o de esquina que se extienden desde el rotor 34 para acoplarse a la superficie interior de las paredes 54 de extremo. El rotor 34 incluye tambien al menos un anillo 62 de sello de aceite cargado por muelle empujado contra la superficie interior de la pared 54 de extremo alrededor del cojinete para el rotor 34 en la parte 42 excentrica del eje.
El inyector o los inyectores de combustible del motor 12, que en una realizacion particular son inyectores de combustible de conducto o riel comun (“common rail”), se comunican con una fuente de combustible pesado (por ejemplo, diesel, queroseno (combustible para aviones), biocombustible equivalente), y suministran el combustible pesado al motor 12 de manera que la camara de combustion se estratifique con una mezcla rica de combustible-aire cerca de la fuente de ignicion y una mezcla menos densa en las demas ubicaciones.
Con referencia de nuevo a las Figs. 1-3, la unidad 10 de potencia auxiliar incluye un compresor 20 sobrealimentador que tiene una salida en comunicacion de fluido con la entrada del nucleo 12' del motor (por ejemplo, el puerto 48 de admision de cada motor 12). El aire entra a una camara 19 de admision desde la entrada 14 de la aeronave, y el aire es comprimido por el compresor 20 que opcionalmente incluye paletas 23 de grna de entrada variable e incluye opcionalmente un difusor 25 variable (Fig. 2), que en una realizacion particular permite la gestion de una amplia gama de condiciones de relacion de flujo y presion. El aire desde el compresor 20 circula a traves de un intercambiador 18 de calor de tipo interenfriador (“intercooler”) para bajar su temperatura, por ejemplo, desde aproximadamente 232°C (450°F) a 121°C (250°F), antes de entrar al nucleo del motor. En la realizacion mostrada, el compresor 20 proporciona tambien aire de purga para la aeronave; despues de salir del compresor 20 y antes de llegar al interenfriador 18, una parte del aire comprimido es dirigida a un conducto 27 de purga para ser suministrada a la aeronave.
En ciertas condiciones de funcionamiento, puede ser necesario purgar el exceso de aire desde el compresor 20 para evitar una sobrecarga. En la realizacion mostrada, el conducto entre el compresor 20 y el interenfriador 18 esta en comunicacion de fluido con un conducto 29 de exceso de aire para purgar este exceso de aire; hay una valvula 31 de desvfo incorporada en el conducto 29 de exceso de aire para gestionar el flujo de aire que esta siendo purgado desde el compresor 20. La valvula 31 de desvfo puede estar programada para abrirse en base a los estados detectados de la salida del compresor, que indican un funcionamiento casi sobrecargado.
En el nucleo 12' del motor, el aire es mezclado con combustible y es quemado para proporcionar energfa y una cantidad residual de gas de escape a una presion intermedia. La salida del nucleo 12' del motor (por ejemplo, el puerto 50 de escape de cada motor 12) esta en comunicacion de fluido con una entrada de una seccion de turbina, de manera que los gases de escape desde el nucleo 12' del motor se expandan en la seccion de turbina. La seccion de turbina tiene una o mas turbinas 26, 22 combinadas con el nucleo 12' del motor. En una realizacion particular, la seccion de turbina incluye una turbina 26 de primera etapa que tiene una salida en comunicacion de fluido con una entrada de una turbina 22 de segunda etapa, en el que las turbinas 26, 22 tienen diferentes relaciones de reaccion entre sf. El grado de reaccion de una turbina puede ser determinado usando la relacion de reaccion basada en la temperatura (ecuacion 1) o la relacion de reaccion basada en la presion (ecuacion 2), que tfpicamente tienen valores cercanos entre sf para una misma turbina, y que caracterizan la turbina con respecto a turbinas de "impulso puro" o de "reaccion pura":
Figure imgf000004_0001
donde t es la temperatura y P es la presion, s se refiere a un puerto estatico y los numeros se refieren a la ubicacion en la que se miden la temperatura o la presion: 0 para la entrada de la paleta de la turbina (estator), 3 para la entrada de la pala de la turbina (rotor) y 5 para la salida de la pala de la turbina (rotor); y donde una turbina de impulso puro tendrfa una relacion de 0 (0%) y una turbina de reaccion pura tendrfa una relacion de 1 (100%).
En una realizacion particular, la turbina 26 de la primera etapa esta configurada para aprovechar la energfa cinetica del flujo pulsante que sale del motor o de los motores 12 de nucleo mientras estabiliza el flujo y la turbina 22 de la segunda etapa esta configurada para extraer energfa desde la presion restante en el flujo. Por consiguiente, en una realizacion particular, la turbina 26 de la primera etapa tiene una relacion de reaccion mas baja (es decir, un valor mas bajo) que la de la turbina 22 de la segunda etapa. En una realizacion particular, la turbina 26 de la primera etapa tiene una relacion de reaccion de 0,25 o mas baja (en base a la temperatura o la presion) o de 0,2 o mas baja (en base a la temperatura o la presion), y la turbina 22 de la segunda etapa tiene una relacion de reaccion mayor de 0,25 (en base a la temperatura o la presion) y/o es una turbina de presion de reaccion media. Son posibles tambien otros valores.
El compresor 20 puede ser accionado por una o mas de las turbinas 26, 22 y/o el nucleo 12 del motor; en la realizacion mostrada, y tal como puede verse mejor en la Fig. 2, las turbinas 26, 22 de la primera etapa y de la segunda etapa y el compresor 20 estan acoplados al mismo eje 24. En una realizacion particular, las turbinas 26, 22 y el compresor 20 acoplados en el mismo eje 24 permiten una correspondencia de velocidad espedfica, no dimensional, razonablemente eficiente, entre el compresor y la seccion de turbina. En una realizacion particular, el eje 24 de la turbina gira aproximadamente a entre 40.000 a 50.000 rpm; son posibles tambien otros valores para las velocidades de rotacion.
En la realizacion mostrada, las turbinas 26, 22 de la primera etapa y de la segunda etapa estan combinadas ambas con el nucleo 12' del motor al disponer la turbina y los ejes 24, 16 de motor acoplados mediante una caja 28 de engranajes. En una realizacion particular, la transmision de la caja 28 de engranajes incluye un tren de engranajes compuesto de manera que el par y la potencia puedan ser comunicados entre la turbina y los ejes 24, 16 de motor en cualquier direccion.
En una realizacion particular, parte del flujo de aire del compresor que es suministrado a la aeronave forma la "carga" de salida. Una gran parte de esta carga es soportada por las turbinas 26, 22 en el mismo eje 24 y, por lo tanto, se minimiza la carga sobre el nucleo 12' del motor transmitida a traves de la caja 28 de engranajes. De esta manera, pueden minimizarse las perdidas y el calor adicional desde la caja 28 de engranajes. De manera alternativa, si las turbinas 26, 22 proporcionan mas potencia que la que necesita el compresor 20, el exceso de par transmitido al nucleo 12' del motor puede ser relativamente pequeno.
En una realizacion particular, el nucleo 12' del motor, que incluye un motor o unos motores 12 de combustion interna rotativos, funciona a aproximadamente 8.000 rpm; son posibles tambien otros valores. En una realizacion particular, la relacion de engranaje ascendente combinada definida por la caja 28 de engranajes entre el eje 16 del nucleo del motor y el eje 24 de la turbina esta comprendida entre aproximadamente 4:1 y 7:1, por ejemplo, aproximadamente 5:1. En una realizacion particular, se usa un sistema inactivo (“idle”) compuesto de dos etapas para proporcionar la relacion apropiada y para proporcionar centros desplazados entre el eje 16 del nucleo del motor y el eje 24 de la turbina. El desplazamiento entre el eje 16 del nucleo del motor y el eje 24 de la turbina puede permitir que la salida de escape caliente desde los puertos 50 de los motores 12 de nucleo sea canalizada directamente a la seccion de turbina mientras se minimiza la longitud de los conductos.
Un generador 64 puede ser accionado por el nucleo 12' del motor para proporcionar energfa electrica para la aeronave para los accesorios y/o para propositos de control, por ejemplo, al ser accionado mediante un acoplamiento mecanico con el nucleo 12' del motor directamente o a traves de la caja 28 de engranajes, o mediante un acoplamiento mecanico con el eje 24 de la turbina. En la realizacion mostrada, el generador 64 esta montado directamente (es decir, sin engranajes intermedios) al extremo del eje 16 del nucleo del motor. En una realizacion particular, el generador 64 es un alternador/generador de 400 Hz, 6 polos, con una velocidad smcrona de diseno de 8.000 rpm; son posibles tambien otras configuraciones. El alternador/generador 64 puede servir como un arrancador. En una realizacion particular, la elimination de cualquier engranaje intermedio entre el eje 16 del nucleo del motor y el alternador/generador 64 elimina la generation de calor y las perdidas asociadas con ese engranaje (que generalmente pueden corresponder a aproximadamente el 2% de la carga nominal del generador).
En una realizacion particular, la unidad 10 de potencia auxiliar incluye un control electronico, con plena autoridad, que gestiona todos los requisitos operativos. El sistema de control gestiona las paletas 23 de grna de entrada del compresor y/o el difusor 25 variable (si es aplicable) del sobrealimentador compartido y el compresor 20 de purga para aeronave para conseguir la presion y el flujo de purga necesarios al conducto 27 de purga y la relacion combustible/aire necesaria en el nucleo 12' del motor para mantener la velocidad controlada. En caso de conflicto entre los requisitos de aire de la aeronave y la velocidad controlada, las variables del compresor se establecen segun sea necesario para permitir que el sistema mantenga la velocidad controlada y para proporcionar prioridad a la potencia del generador. En el caso en el que esta action causa un exceso de flujo de aire o un exceso de presion, estas condiciones pueden ser gestionadas abriendo la valvula 31 de desvfo. Una valvula de carga (no mostrada) puede estar provista tambien opcionalmente en el conducto 27 de purga y puede estar gestionada por sistema de control para estrangular o cortar el suministro de aire a la aeronave.
Con un ciclo de combustion de volumen constante en el nucleo 12' del motor, la eliminacion del calor residual de la unidad 10 de potencia auxiliar es diferente de la de una unidad de potencia auxiliar de un motor de turbina de gas tradicional. Se evacua menos calor a traves del escape y se cede mas calor a la carcasa del motor. Por consiguiente, el motor o los motores 12 del nucleo 12' del motor tienen un sistema refrigerante que, en una realizacion particular, es distinto de cualquier sistema de combustible y de lubricante de la unidad 10 de potencia auxiliar; en otras palabras, un refrigerante dedicado se hace circular a traves del motor o de los motores 12 del nucleo 12' del motor, por ejemplo, a traves de multiples conductos de refrigerante definidos en las paredes de la carcasa 32, y este refrigerante dedicado se hace circular por separado e independientemente del lubricante y del combustible de la unidad 10 de potencia auxiliar, incluyendo el lubricante del nucleo 12' del motor. El refrigerante dedicado puede ser un refrigerante lfquido, por ejemplo, agua. Un intercambiador de calor que define un refrigerador 66 de nucleo de motor incluye conductos 66a de refrigerante (vease la Fig. 1) en comunicacion de fluido con el sistema refrigerante del nucleo 12' de motor y conductos 66b de aire (vease la Fig. 1) en una relacion de intercambio de calor con los conductos 66a de refrigerante.
El generador 64 incluye tambien un sistema refrigerante distinto del sistema refrigerante del motor o de los motores 12; el sistema refrigerante del generador puede ser independiente de, o puede ser comun a, un sistema de lubrication del generador 64. El refrigerante del generador puede ser un refrigerante lfquido, por ejemplo, aceite. Un segundo intercambiador de calor que define un refrigerador 68 de generador incluye conductos 68a de refrigerante (vease la Fig. 1) en comunicacion de fluido con el sistema refrigerante del generador 64 y conductos 68b de aire (vease la Fig. 1) en una relacion de intercambio de calor con los conductos 68a de refrigerante. En la realizacion mostrada, ambos refrigeradores 66, 68 son proporcionados en un paquete comun, en el que los conductos 66a, 68a de refrigerante de los dos refrigeradores 66, 68 son distintos entre sf. En una realizacion particular en la que el refrigerante del generador es aceite u otro lubricante adecuado, el sistema refrigerante del generador es comun a (esta en comunicacion de fluido con) el sistema de lubricacion de la unidad 10 de potencia auxiliar, que distribuye lubricante a diversos componentes de la unidad 10 de potencia auxiliar (por ejemplo, cojinetes, engranajes, etc., del nucleo 12' del motor, el compresor 20, las turbinas 22, 26, la caja 28 de engranajes), de manera que el segundo intercambiador 68 de calor es tambien un refrigerador de lubricante de motor. De manera alternativa, puede proporcionarse un intercambiador de calor separado (no mostrado) para el sistema de lubricacion de la unidad 10 de potencia auxiliar, y el refrigerador 68 puede estar configurado para refrigerar solo el lubricante/refrigerante del generador.
Los conductos 66b, 68b de aire de los refrigeradores 66, 68 estan en comunicacion de fluido con un conducto 70 de escape de la unidad 10 de potencia auxiliar; el conducto 70 de escape tiene una salida 72 en comunicacion de fluido con el entorno de la aeronave, de manera que el flujo de aire de refrigeracion pueda ser descargado a la atmosfera. El conducto 70 de escape define una entrada 74 de refrigeracion en comunicacion de fluido con un compartimiento 76 de la aeronave que contiene la unidad 10 de potencia auxiliar. En la realization mostrada, los refrigeradores 66, 68 son recibidos en el conducto 70 de escape. El interenfriador 18 es recibido tambien en el conducto 70 de escape, aguas arriba de los refrigeradores 66, 68.
Un ventilador 78 (Fig. 2) puede ser girado por el nucleo 12' del motor y en comunicacion de fluido con el conducto 70 de escape para dirigir el flujo de aire de refrigeracion desde el compartimiento 76, a traves de los intercambiadores de calor (refrigeradores 66, 68 e interenfriador 18) y desde el conducto 70 de escape a la atmosfera. En la realizacion mostrada, el ventilador 78 es recibido en el conducto 70 de escape aguas arriba de los intercambiadores 18, 66, 68 de calor y es accionado directamente por el nucleo 12' del motor, al estar montado en el extremo del eje 16 del nucleo del motor opuesto al generador 64. En una realizacion particular, el accionamiento directo del ventilador 78 por el eje 16 del nucleo del motor permite evitar perdidas y calor adicionales debido a los engranajes que se producinan con una transmision por engranajes. De manera alternativa, el ventilador 78 puede ser accionado a traves de una transmision (en la caja 28 de engranajes o en otra transmision espedfica del ventilador 78), o puede ser accionado electrica o hidraulicamente por un motor que obtiene energfa directa o indirectamente desde el nucleo 12' del motor.
En una realizacion particular, la velocidad de la pala del ventilador 78 es suficientemente baja de manera que el ventilador 78 pueda estar realizado en una aleacion de Al comun, un compuesto organico o un material termoplastico. En una realizacion particular, el ventilador 78 gira a aproximadamente 8.000 rpm; son posibles tambien otros valores.
La rotacion del ventilador 78 induce un flujo desde el compartimiento 76, que proporciona tambien una funcion de ventilation del compartimiento. En una realizacion particular, las aberturas laterales desde la entrada 14 principal de la aeronave permiten que el aire de refrigeracion fluya al compartimiento 76 bajo la action de accionamiento del ventilador 78 para refrigerar las superficies de la unidad 10 de potencia auxiliar expuestas en el interior del compartimiento 76. En una realizacion particular, la entrada del ventilador esta protegida por una pantalla para prevenir que objetos mas grandes danen el ventilador 78.
Aunque se muestran multiples refrigeradores distintos en serie en las Figs. 1-3, de manera alternativa, puede usarse solo una unidad refrigeradora integrada con areas subdivididas dedicadas al lubricante del motor/refrigerante del generador, al refrigerante lfquido del nucleo del motor y a las funciones de interenfriamiento. Los intercambiadores 18, 66, 68 de calor pueden estar tambien inclinados en un angulo de mas de 90° con respecto a la direction de flujo, por ejemplo, para optimizar el area presentada al flujo de aire. Aunque no se muestra, los refrigeradores 66, 68 pueden incluir un sistema de derivation termica para prevenir un sobre-enfriamiento a temperaturas ambiente mas bajas, por ejemplo, gestionado por el sistema de control electronico en base a las temperaturas de refrigerante detectadas, o mediante cualquier otro concepto de termostato adecuado.
De esta manera, el sistema refrigerante del nucleo 12' del motor esta integrado con el del generador 64 y con el sistema refrigerante para el lubricante de la unidad 10 de potencia auxiliar. En una realizacion particular, esta integration permite una reduction o minimization de la perdida de potencia desde los ventiladores y los eyectores usados tradicionalmente, y/o evitar penalizaciones por carga de refrigeracion en vuelo. En una realizacion particular, la unidad 10 de potencia auxiliar esta configurada para reducir o evitar la generation de calor adicional, por ejemplo, a partir de perdidas del tren de engranajes.
A traves del sistema refrigerante integrado, el mismo ventilador 78 dirige el flujo de aire de refrigeracion a traves del compartimiento 76, el refrigerador 66 del nucleo del motor, el interenfriador 18 y el refrigerador 68 de lubricante del generador/motor y, a continuation, descarga el aire de refrigeracion a la atmosfera a traves del conducto 70 de escape; en una realizacion particular, toda la unidad 10 de potencia auxiliar y su sistema refrigerante pueden ser instalados y retirados como un unico conjunto con interconexiones y entradas y salidas de aeronave similares a las de una unidad de potencia auxiliar de un motor de turbina de gas tradicional. De esta manera, durante el uso y en una realizacion particular, el generador 64 y el nucleo 12' del motor son refrigerados haciendo circular un primer refrigerante (por ejemplo, agua) a traves del motor o de los motores 12 del nucleo 12' del motor, haciendo circular un segundo refrigerante (por ejemplo, aceite) a traves del generador 64, y accionando el flujo de aire de refrigeracion en una relation de intercambio de calor con el primer refrigerante y el segundo refrigerante usando el ventilador 78 accionado por la unidad 10 de potencia auxiliar.
Si es aplicable, cualquier aire desviado desde el compresor 20 puede ser introducido tambien en el conducto 70 de escape. Por consiguiente, en la realizacion mostrada, el conducto 29 de exceso de aire proporciona una comunicacion de fluido directa entre el compresor 20 y una parte del conducto 70 de escape situado aguas abajo del ventilador 78 y de los intercambiadores 18, 66, 68 de calor.
En una realization particular, el conducto 70 de escape esta situado en un cono de cola de la aeronave. Tal como puede observarse mejor en las Figs. 1-2, un conducto 80 intermedio se extiende en comunicacion de fluido con el escape del nucleo 12' del motor, al estar conectado a un escape de la turbina 22 de la segunda etapa. El conducto 80 intermedio tiene una salida 82 posicionada en el conducto 70 de escape, aguas abajo del ventilador 78 y aguas arriba de la salida 72 del conducto 70 de escape. La salida 82 del conducto 80 intermedio esta separada radialmente hacia el interior desde una pared 70' periferica del conducto 70 de escape. De esta manera, el aire y los gases de escape son descargados en el conducto 70 de escape, de manera que el flujo de aire de refrigeration rodee el flujo de gases de escape. El flujo masico y/o el volumen de flujo de los gases de escape es/son mas pequenos que el flujo de aire de refrigeracion. En una realizacion particular, el flujo masico de los gases de escape es el 20% o menos del flujo masico del aire de refrigeracion. Un area abierta de la section transversal de la salida 82 del conducto 80 intermedio es mas pequena que un area abierta de la seccion transversal del conducto 70 de escape alrededor de la salida 82 del conducto 80 intermedio (donde "area abierta de la seccion transversal del conducto 70 de escape" se refiere al area de la seccion transversal del conducto 70 de escape no ocupada por el conducto 80 intermedio). En una realizacion particular, la relation del diametro del conducto 80 intermedio al diametro del conducto 70 de escape es de 0,2 a 0,4, por ejemplo, de aproximadamente 1/3. Son posibles tambien otros valores, dependiendo, por ejemplo, de la optimization del peso y del coste de la unidad 10 de potencia auxiliar, en su conjunto.
En la realizacion mostrada, el conducto 80 intermedio es concentrico con la pared 70' periferica del conducto 70 de escape; de esta manera, el flujo de gases de escape es descargado a lo largo de un eje C central del conducto 70 de escape.
En una realizacion particular, el flujo de aire de refrigeracion mas grande y mas frfo que rodea el flujo de gases de escape permite que la pared 70' periferica del conducto 70 de escape este realizada en materiales que requieren una menor resistencia a la alta temperatura que los materiales que estanan en contacto directo con el flujo de gases de escape, donde "resistencia a alta temperatura" se refiere a la capacidad de un material de mantener su resistencia, rigidez y durabilidad cuando es sometido a altas temperaturas. Esto puede permitir el uso de materiales menos costosos para la pared 70' periferica del conducto 70 de escape. En una realizacion particular, la temperatura del flujo contra la pared 70' periferica del conducto 70 de escape es mas baja que la temperatura contra el conducto de escape de una unidad de potencia auxiliar de un motor de turbina de gas tradicional, de manera que no se requiere el uso de materiales de alta temperatura (por ejemplo, aleacion de mquel o de titanio) para la pared 70' periferica. Por ejemplo, la temperatura de los gases de escape puede ser de 427°C (800°F) o superior, potencialmente de hasta 649°C-760°C (1.200°F-1.400°F), mientras que la temperatura del flujo de aire de refrigeracion puede ser de 121°C (250°F) o menor; la envoltura del flujo de gases de escape con el flujo de aire de refrigeracion reduce significativamente la temperatura del flujo en contacto con la pared 70' periferica . En una realizacion particular, la pared 70' periferica del conducto 70 de escape esta realizada en cualquier aleacion de aluminio adecuada, cualquier aleacion de metal ligero adecuada, cualquier material compuesto adecuado incluyendo, pero sin limitarse a, materiales compuestos de fibra de carbono, o cualquier tipo de polfmero adecuado.
En una realizacion particular, el ventilador 78 puede estar disenado para suministrar suficiente energfa cinetica para actuar como una bomba de eyeccion para el escape desde las turbinas 26, 22 y aumentar la energfa suministrada por las turbinas 26, 22.
En una realizacion particular, el escape de la seccion de turbina esta configurado de manera que el flujo de los gases de escape expulsados desde el conducto 80 intermedio tenga una velocidad mayor que el flujo de aire de refrigeracion circundante que circula en el conducto 70 de escape. En una realizacion particular, la diferencia de velocidad se selecciona para crear un efecto de arrastre en el flujo de aire de refrigeracion, para ayudar a la circulation del flujo de aire de refrigeracion a traves de los intercambiadores 18, 66, 68 de calor accionados por el ventilador 78. Esto puede permitir la reduction del tamano del ventilador 78, en comparacion con una configuration sin dicho efecto de arrastre.
En una realizacion particular, la entrada y el escape de la unidad 10 de potencia auxiliar estan situados en la cubierta de la aeronave de manera que la presion de impacto de entrada supere significativamente la presion estatica en el plano de escape; esta presion puede ser usada con un efecto venturi para deprimir la presion estatica en el plano de escape de las turbinas 26, 22 durante el vuelo, y/o el ventilador 78 puede ser reversible de manera que pueda actuar como una turbina y recuperar energfa en condiciones de impacto elevado en las que no es necesario potenciar el flujo de refrigeracion.
En una realizacion particular, la entrada 14 de la unidad de potencia auxiliar en el fuselaje de una aeronave esta provista de una puerta para prevenir molinos y arrastres involuntarios debidos al viento cuando la unidad de potencia auxiliar no esta funcionando. Cuando se requiere un rendimiento a alta velocidad durante el vuelo, esta puerta puede estar conformada para actuar como una toma de aire de impacto.
En una realizacion particular, se gana un empuje adicional de la aeronave o se reduce una penalizacion debida al arrastre aprovechando la e n e ^a termica residual transferida a la refrigeracion. Con el fin de maximizar este efecto (comparable al efecto Meredith en motores de propulsion refrigerados con lfquido), el dimensionamiento de la salida 82 del conducto 80 intermedio es optimizado y el vector de escape se establece para proporcionar el maximo beneficio de propulsion a la aeronave.
Con referencia a la Fig. 1, en una realizacion particular, la unidad 10 de potencia auxiliar incluye soportes 84 en la caja 28 de engranajes y cerca de la entrada 74 del conducto 70 de escape; hay provistas una unica brida de entrada y una unica brida de escape para facilitar el montaje. El sistema refrigerante integrado facilita tambien la instalacion de la unidad 10 de potencia auxiliar en el compartimiento 76.
Las Figs. 5-8 y 11 muestran una unidad 110 de potencia auxiliar segun otra realizacion, en las que los elementos similares a los de la realizacion de las Figs. 1-3 se identifican con los mismos numeros de referencia y no se describiran mas detalladamente en la presente memoria.
En esta realizacion, el refrigerador 166 de nucleo de motor y el refrigerador 168 de lubricante de generador/motor estan dispuestos en paralelo uno con respecto al otro. Tal como puede verse mejor en la Fig. 7, un conducto 186 de aire de refrigeracion se extiende radialmente hacia el exterior alrededor de una circunferencia del conducto 70 de escape. El conducto 186 de aire de refrigeracion tiene una salida en comunicacion de fluido con el conducto 70 de escape y una entrada dispuesta radialmente hacia el exterior de la salida y en comunicacion de fluido con el compartimiento 76 a traves de los refrigeradores 166, 168. Cada uno de entre el refrigerador 166 de nucleo de motor y el refrigerador 168 de lubricante de generador/motor se extiende alrededor de una parte respectiva de una circunferencia del conducto 186 de aire de refrigeracion. El ventilador 78 esta situado en el conducto 70 de escape, de esta manera, aguas abajo de los refrigeradores 166, 168. Tal como puede verse en la Fig. 6, los dos refrigeradores 166, 168 conjuntamente se extienden alrededor de solo parte de la circunferencia del conducto 70 de escape, en el que el conducto 80 intermedio y el conducto 29 de exceso de aire se extienden adyacentes al conducto 70 de escape en la parte circunferencial libre de los refrigeradores 166, 168. Los refrigeradores 166, 168 pueden ser montados directamente a la unidad 110 de potencia auxiliar, tal como se muestra, o podrfan ser instalados de manera alternativa en la aeronave y podnan vincularse a la unidad 110 de potencia auxiliar con tubenas (por ejemplo, una tuberfa flexible).
Con referencia una vez mas a la Fig. 7, puede verse que los conductos 166b, 168b de aire de los refrigeradores 166, 168 se extienden a lo largo de una direccion R radial de la unidad 110 de potencia auxiliar. De manera alternativa, son posibles otras orientaciones para los refrigeradores 166, 168.
Todavfa con referencia a la Fig. 7, pueden proporcionar palas de paso variable o paletas 188 de grna de entrada variable en el conducto 186 de aire de refrigeracion y su union con el conducto 70 de escape, inmediatamente aguas arriba del ventilador 78, con el proposito de ser capaz de modular el flujo de aire a traves de los refrigeradores 166, 168 y/o controlar la absorcion de potencia del ventilador en condiciones de carga termica mas baja.
Tal como puede verse mejor en las Figs. 5-6, el interenfriador 118 no esta en comunicacion de fluido con el conducto 70 de escape y, en cambio, esta configurado como un refrigerador de aire a lfquido; el interenfriador 118 incluye conductos de fluido que reciben el refrigerante desde el nucleo 12' del motor a traves de uno o mas conductos 118' (por ejemplo, a aproximadamente 93°C (200°F) y hacen circular el refrigerante en una relacion de intercambio de calor con el aire comprimido desde el compresor 120 (por ejemplo, a 232°C (450°F)) antes de que se haga circular el refrigerante al refrigerador 166 del nucleo del motor a traves de uno o mas conductos 118". De esta manera, el interenfriador 118 esta situado aguas arriba del refrigerador 166 del nucleo del motor y aguas abajo del nucleo 12' del motor en la trayectoria de circulacion del refrigerante.
Tal como puede verse mejor en las Figs. 6 y 11, en esta realizacion se proporcionan dos compresores: un compresor 120 sobrealimentador para proporcionar aire comprimido al nucleo 12' del motor, y un compresor 121 de purga para proporcionar aire de purga para la aeronave. Los dos compresores 120, 121 estan conectados al mismo eje 124, que recibe tambien las turbinas 26, 22 de la seccion de turbina. Las entradas del compresor pueden estar conectadas a una camara 119 comun (Fig. 11) o a una camara 119a, 119b respectiva (Figs. 5-6, lmeas de puntos en la Fig. 11), con la camara o las camaras 119, 119a, 119b conectadas a la entrada 14 principal. En una realizacion particular, dicha configuracion permite adaptarse a diferentes requisitos funcionales para el flujo de sobrealimentacion (al nucleo 12' del motor) y el flujo de la aeronave (al conducto 27 de purga).
Las Figs. 9-10 muestran una unidad 210 de potencia auxiliar similar a la de las Figs. 5-8, en las que los elementos similares a los de la realizacion de las Figs. 1-3 y/o a los de la realizacion de las Figs. 5-8 se identifican con los mismos numeros de referencia y no se describiran mas detalladamente en la presente memoria. El compartimiento 76 se muestra como definido por el cono 290 de cola de la aeronave, con la salida 72 del conducto de escape situada en la punta del cono 290 de cola. El cono 290 de cola define la entrada 14 principal al compartimiento 76, al que estan conectadas las entradas del compresor. La unidad de potencia auxiliar de las Figs. 1-3 y/o de las Figs. 5-8 puede instalarse de manera similar.
El refrigerador 266 del nucleo del motor y el refrigerador 268 del lubricante del generador/motor tienen una configuracion rectangular y estan desplazados entre s^ circunferencial y axialmente alrededor del conducto 70 de escape; cada uno esta conectado al conducto 70 de escape a traves de un conducto 286 de aire de refrigeracion respectivo (Fig. 10) que se extiende radialmente hacia el exterior desde el conducto 70 de escape. Uno o los dos refrigeradores 266, 268 pueden tener conductos de aire inclinados con respecto a la direccion radial de la unidad 210 de potencia auxiliar.
La Fig. 12 muestra una configuracion alternativa para la entrada de refrigeracion y los intercambiadores 318, 366, 368 de calor, que puede ser usada en cualquiera de las unidades 10, 110, 210 de potencia auxiliar descritas anteriormente. Un sistema de entrada bifurcado incluye dos conductos 386a, 386b de aire de refrigeracion separados que, en una realizacion particular, pueden permitir minimizar la longitud de los conductos 386a, 386b de aire de refrigeracion y/o de los conductos de refrigerante/lubricante conectados a los refrigeradores 366, 368 y/o de los conductos de aire comprimido que conectan el interenfriador 318 al compresor 320 y al nucleo 12' del motor. El conducto 386a de aire de refrigeracion mas cercano al colector 392 de admision del nucleo del motor esta dedicado a la funcion de interenfriamiento y, por consiguiente, recibe el interenfriador 318, que es esta realizacion es refrigerado por aire. El otro conducto 386b de aire de refrigeracion recibe uno o los dos de entre el refrigerador 366 del nucleo del motor y el refrigerador 368 de lubricante del generador/motor. La posicion de los intercambiadores de calor en el interior de los conductos 386a, 386b de aire de refrigeracion (por ejemplo, la manera en la estan agrupados los intercambiadores de calor en cada conducto de aire de refrigeracion) puede variar, por ejemplo, dependiendo de la demanda relativa de aire de refrigeracion. Las perdidas de presion en cada conducto 386a, 386b de aire de refrigeracion del sistema bifurcado estan equilibradas para evitar distorsionar el flujo de entrada del ventilador 78, que esta situado en el conducto 70 de escape aguas abajo de los intercambiadores 318, 366, 368 de calor. En una realizacion particular, el refrigerador 368 de lubricante del generador/motor esta posicionado en el mismo conducto 386a de aire de refrigeracion que el interenfriador 318, con el refrigerador 366 del nucleo del motor situado en el segundo conducto 386b de aire de refrigeracion. En otra realizacion particular, la totalidad o una parte del refrigerador 366 del nucleo del motor es posicionado en el mismo conducto 386a de aire de refrigeracion que el interenfriador 318, con el refrigerador 368 de lubricante del generador/motor situado en el segundo conducto 386b de aire de refrigeracion.
La Fig. 13 muestra otra configuracion alternativa para la entrada de refrigeracion y los intercambiadores 418, 466, 468 de calor, que puede ser usada en cualquiera de las unidades 10, 110, 210 de potencia auxiliar descritas anteriormente. Un conducto 486 de aire de refrigeracion bifurcado se extiende de manera no perpendicular y en un angulo distinto de cero con respecto al conducto 70 de escape, con una salida del conducto 486 de aire de refrigeracion en comunicacion de fluido con el conducto 70 de escape aguas arriba del ventilador 78. Los intercambiadores de calor son recibidos en el conducto de aire de refrigeracion, con el refrigerador 466 del nucleo del motor y el refrigerador 468 del lubricante del generador/motor situados aguas arriba del interenfriador 418. En una realizacion particular, los intercambiadores 418, 466, 468 de calor estan colocados lo mas cerca posible del nucleo 12' del motor, y se minimizan el peso, el volumen y las perdidas asociadas con la canalizacion del aire del ciclo, asf como el lubricante y el refrigerante lfquido.
En una realizacion particular, la disposition de los intercambiadores 166, 168, 266, 268, 318, 366, 368, 418, 466, 468 de calor situados aguas arriba del ventilador 78 permite que los intercambiadores de calor sean mas pequenos, ya que el aire que circula a traves de los mismos es mas fno. Sin embargo, el ventilador 78 aguas abajo de los intercambiadores de calor esta expuesto a un aire mas caliente que un ventilador aguas arriba de los intercambiadores de calor y, por consiguiente, el requisito de energfa para el ventilador 78 aguas abajo de los intercambiadores de calor puede ser mayor.
La Fig. 14 muestra una configuracion alternativa para los dos compresores, que puede ser usada para reemplazar el compresor o los compresores de cualquiera de las unidades 10, 110, 210 de potencia auxiliar descritas anteriormente. El compresor 520 sobrealimentador que proporciona el aire comprimido al nucleo 12' del motor y el compresor 521 de purga que proporciona el aire comprimido a la aeronave estan dispuestos en ambos lados de un unico rotor 594 que, en una realizacion particular, esta fabricado mediante forjado. El rotor 594 puede ser recibido en un eje 524 accionado por la section de turbina. Sellos 596 de punta (por ejemplo, sellos de aire labermticos o de aleta) con un "sumidero" de baja presion (escape) 596 por debajo de cualquiera de las presiones de suministro del impulsor (por ejemplo, al ambiente) estan dispuestos en las puntas del impulsor para prevenir interferencias entre los dos compresores 520, 521, que podnan resultar en una detention prematura o una sobrecarga, cuando los dos lados estan funcionando a presiones diferentes.
Las Figs. 15-16 muestran una configuracion alternativa para los compresores y las turbinas, que puede ser usada para reemplazar el compresor o los compresores y las turbinas de cualquiera de las unidades 10, 110, 210 de potencia auxiliar descritas anteriormente. El compresor 620 sobrealimentador esta montado en un eje 698 de turbocompresor separado con la turbina 622 de la segunda etapa (por ejemplo, presion), y en la que la turbina 626 de la primera etapa acciona el compresor 621 de purga a traves de un eje 624 de la turbina y se combina con el nucleo 12' del motor a traves de la caja 28 de engranajes. En una realizacion particular, dicha configuracion permite que el turbocompresor 620 encuentre su propio punto de ajuste y posiblemente elimine la necesidad de variables en uno de los compresores 620, 621. Podna introducirse una geometna de boquilla variable (por ejemplo, paletas 699 de turbina de area variable, vease la Fig. 16) en la turbina 622 de la segunda etapa para mejorar la controlabilidad del grado de sobrecarga. En una realizacion particular, dicha configuracion permite que la velocidad de la turbina 622 de la segunda etapa sea seleccionada independientemente de los requisitos para la turbina 626 de la primera etapa. Tal como puede verse en la Fig. 16, en una realizacion particular, el eje 698 del turbocompresor es concentrico con el eje 624 de la turbina 622 de la primera etapa, y hay provista una camara 619 de entrada comun para ambos compresores 620, 621. Se entiende que, aunque la turbina 622 de la segunda etapa se muestra como una turbina radial, de manera alternativa podna ser una turbina axial.
Los efectos de tamano, la capacidad del material y las consideraciones de coste generalmente limitan la eficacia de las unidades de potencia auxiliar de los motores de turbina de gas actuales tipicos. En una realizacion particular, la unidad 10, 110, 210 de potencia auxiliar, que incluye alguna medida de combustion de volumen constante ayudada por una sobrealimentacion variable para conservar el rendimiento a gran altitud, permite un aumento de eficiencia con una complejidad minima o una necesidad minima de requisitos de materiales sofisticados y/o coste espedfico mejorado en comparacion con una unidad de potencia auxiliar de motor de turbina de gas tradicional.
Al igual que las instalaciones de unidades de potencia auxiliar tfpicas, la unidad 10, 110, 210 de potencia auxiliar puede ser usada para proporcionar tanto aire a presion media para su uso en aeronaves como potencia de eje de velocidad constante para accionar un generador, por ejemplo, a velocidad smcrona para 400 Hz. La unidad 10, 110, 210 de potencia auxiliar puede ser operada para solo aire, solo potencia electrica o alguna combinacion de ambos tipos de carga al mismo tiempo. Normalmente, la carga combinada ocurre en tierra o en operaciones a baja altitud. Durante el vuelo, a altitudes hasta el techo vuelo, tfpicamente se requiere que la unidad de energfa auxiliar sea operativa solo para energfa electrica, como una fuente de energfa electrica adicional despues del motor o de los motores principales. En una realizacion particular, la presente unidad 10, 110, 210 de potencia auxiliar incluye sobrealimentacion variable para mantener la salida de potencia requerida en el aire menos denso a gran altitud.
En una realizacion particular, la unidad 10, 110, 210 de potencia auxiliar esta configurada con conexiones de entrada y de escape simples (incluyendo las trayectorias principal, de carga y de gas de refrigeracion) para facilitar una extraccion y una sustitucion rapidas comparables a las unidades de potencia auxiliares de un motor de turbina de gas tradicional.
Se entiende que los conjuntos de motor mostrados como unidades 10, 110, 210 de potencia auxiliar pueden estar configurados, de manera alternativa, como otros tipos de conjuntos de motor, incluyendo, pero sin limitarse a, conjuntos de motor de turboeje en los que el nucleo 12' del motor esta configurado como, o esta acoplado de manera accionante, a un eje de salida, y conjuntos de motor turbohelice en los que el nucleo 12' del motor esta acoplado de manera accionante a una helice.
La descripcion anterior pretende ser solo ejemplar, y una persona con conocimientos en la materia reconocera que pueden realizarse cambios en las realizaciones descritas sin apartarse del alcance de la invencion descrita. Cada rotor mostrado puede ser un dispositivo centnfugo o axial, y puede ser reemplazado por dos o mas rotores que tienen palas de flujo radiales, axiales o mixtas. Otras modificaciones adicionales incluidas dentro del alcance de la presente invencion seran evidentes para las personas con conocimientos en la materia, a la luz de una revision de la presente descripcion, y se pretende que dichas modificaciones esten incluidas en las reivindicaciones adjuntas.

Claims (13)

REIVINDICACIONES
1. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar para una aeronave, en la que la unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar comprende:
un motor (12) de combustion interna que tiene un sistema refrigerante lfquido;
un generador (64) acoplado de manera accionante al motor (12) de combustion interna, en el que el generador (64) tiene un sistema refrigerante lfquido distinto del sistema refrigerante lfquido del motor (12) de combustion interna;
un primer intercambiador (66; 166; 266; 366; 466) de calor que tiene primeros conductos (66a) de refrigerante en comunicacion de fluido con el sistema refrigerante lfquido del motor (12) de combustion interna y primeros conductos (66b; 166b) de aire en una relacion de intercambio de calor con los primeros conductos (66a) de refrigerante;
un segundo intercambiador (68; 168; 268; 368; 468) de calor que tiene segundos conductos (68a) de refrigerante en comunicacion de fluido con el sistema refrigerante lfquido del generador (64) y segundos conductos (68b; 168b) de aire en una relacion de intercambio de calor con los segundos conductos (68a) de refrigerante;
un conducto (70) de escape en comunicacion de fluido con los conductos (66b, 68b; 166b, 168b) de aire primero y segundo; y
un ventilador (78) recibido en el conducto (70) de escape y que puede ser girado por el motor (12) de combustion interna para dirigir un flujo de aire de refrigeracion a traves de los conductos (66b, 68b; 166b, 168b) de aire primero y segundo,
caracterizado porque comprende, ademas
una seccion de turbina que tiene una entrada en comunicacion de fluido con una salida del motor (12) de combustion interna, en el que la seccion de turbina incluye al menos una turbina (22, 26; 622, 626) combinada con el motor (12) de combustion interna.
2. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar segun se define en la reivindicacion 1, en la que el sistema refrigerante lfquido del motor (12) de combustion interna es distinto de cualquier sistema de combustible y de lubricante de la unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar.
3. Unidad (10) de potencia auxiliar segun se define en la reivindicacion 1 o 2, que comprende ademas un compresor (20) que tiene una salida en comunicacion de fluido con una entrada del motor (12) de combustion interna a traves de un interenfriador (18), en la que el ventilador (78) esta configurado para dirigir el flujo de aire de refrigeracion tambien a traves del interenfriador (18).
4. Unidad (110; 210) de potencia auxiliar segun se define en la reivindicacion 1 o 2, que comprende ademas un compresor (120) que tiene una salida en comunicacion de fluido con una entrada del motor (12) de combustion interna a traves de un interenfriador (118), en el que el interenfriador (118) incluye conductos de fluido en comunicacion de fluido con los primeros conductos (66a) de refrigerante del primer intercambiador (166) de calor, en el que los conductos de fluido estan dispuestos aguas arriba de los primeros conductos (66a) de refrigerante y aguas abajo del motor (12) de combustion interna.
5. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar segun se define en cualquier reivindicacion anterior, en la que el sistema de lubricacion de la unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar esta en comunicacion de fluido con los segundos conductos (68a) de refrigerante del segundo intercambiador (68... 468) de calor.
6. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar segun se define en cualquier reivindicacion anterior, en la que el ventilador (78) esta acoplado de manera accionante al motor (12) de combustion interna.
7. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar segun se define en cualquier reivindicacion anterior, que comprende ademas un conducto (186; 286) de aire de refrigeracion que se extiende radialmente hacia el exterior alrededor de una circunferencia del conducto (70) de escape, en la que el conducto (186; 286) de aire de refrigeracion tiene una salida en comunicacion de fluido con el conducto (70) de escape y una entrada en comunicacion de fluido con los conductos (66b, 68b; 166b, 168b) de aire primero y segundo, en la que cada uno de los intercambiadores (166, 168; 266, 268) de calor primero y segundo, se extiende alrededor de una parte respectiva de una circunferencia del conducto (186; 286) de aire de refrigeracion.
8. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar segun se define en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en la que cada uno de los intercambiadores (366, 368; 466, 468) de calor primero y segundo es recibido en un conducto (386a, 386b; 486) de aire de refrigeracion respectivo en comunicacion de fluido con el conducto (70) de escape.
9. Unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar segun se define en cualquier reivindicacion anterior, en la que el motor (12) de combustion interna es un motor rotativo Wankel que incluye un rotor (34) que tiene tres partes (36) de vertice montadas para realizar revoluciones excentricas dentro de una cavidad interna definida en una carcasa (32), en la que la cavidad interna tiene una forma epitrocoide con dos lobulos.
10. Procedimiento de refrigeracion de un generador (64) y un motor (12) de combustion interna de una unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar para una aeronave, en el que el procedimiento comprende:
hacer circular un primer refrigerante lfquido a traves del motor (12) de combustion interna;
hacer circular un segundo refrigerante lfquido a traves del generador (64); y
accionar un flujo de aire de refrigeracion en una relacion de intercambio de calor con los refrigerantes lfquidos primero y segundo usando un ventilador (78) accionado por el motor (12) de combustion interna, caracterizado porque:
la unidad de potencia auxiliar comprende ademas una seccion de turbina que tiene una entrada en comunicacion de fluido con una salida del motor (12) de combustion interna, en el que la seccion de turbina incluye al menos una turbina (22, 26; 622, 626) combinada con el motor (12) de combustion interna.
11. Procedimiento segun se define en la reivindicacion 10, en el que el primer refrigerante lfquido es distinto de cualquier sistema de combustible y de lubricante de la unidad (10; 110; 210) de potencia auxiliar.
12. Procedimiento segun se define en la reivindicacion 10 u 11, en el que el motor (12) de combustion interna es un motor rotativo Wankel que incluye un rotor (34) que tiene tres partes (36) de vertice montadas para realizar revoluciones excentricas dentro de una cavidad interna definida en una carcasa (32), en el que la cavidad interna tiene una forma epitrocoide con dos lobulos
13. Procedimiento segun se define en la reivindicacion 10, 11 o 12, en el que el ventilador es accionado por el motor de combustion interna a traves de un acoplamiento mecanico entre el ventilador y el motor de combustion interna.
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