ES2829959T3

ES2829959T3 - Composite motor assembly with support cage

Info

Publication number: ES2829959T3
Application number: ES16156793T
Authority: ES
Inventors: Sylvain Lamarre; Mike Fontaine; Andre Julien; Michael Gaul; Jean Thomassin; Lazar Mitrovic; Ilya Medvedev; Sergey Usikov; Andrey Zolotov
Original assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Current assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Priority date: 2015-02-20
Filing date: 2016-02-22
Publication date: 2021-06-02
Anticipated expiration: 2036-02-22
Also published as: CN107429614A; CN107429614B

Abstract

Un conjunto de motor compuesto (10, 210, 310) que comprende: un núcleo de motor (12); una sección de turbina (18) que tiene una entrada en comunicación fluida con una salida del núcleo del motor (12), incluyendo la sección de turbina (18) al menos un rotor de turbina (26', 27') conectado a un eje de turbina (19), el eje de la turbina (19) en acoplamiento de accionamiento con el eje del motor (16); un compresor (14) que tiene una salida en comunicación fluida con una entrada del núcleo del motor (12), incluyendo el compresor (14) al menos un rotor del compresor (14') en acoplamiento de accionamiento con al menos uno de los ejes de la turbina (19) y el eje del motor (16); una carcasa (21, 321, 321') conectada a la sección de turbina (18), el compresor (14) y el núcleo del motor (12); y una jaula de soporte (104) para montar el conjunto de motor compuesto (10, 210, 310) en una aeronave, incluyendo la jaula de soporte (104) una pluralidad de puntales (106, 106', 106", 206, 206', 206") conectados a soportes (105) unidos a la carcasa (21, 321, 321') fuera de una zona caliente que incluye la sección de turbina (18), los puntales (106, 106', 106", 206, 206', 206" ) estando separados de la zona caliente por al menos un cortafuegos (63, 65, 67, 69); caracterizados porque: el núcleo del motor (12) incluye al menos un motor de combustión interna (12') en acoplamiento de accionamiento con el eje del motor (16); la entrada de la sección de turbina (18) está en comunicación fluida con la salida del núcleo del motor (12) a través de al menos un tubo de escape (30), la zona caliente incluye además al menos un tubo de escape (30) y una parte del núcleo del motor (12) adyacente a al menos un tubo de escape (30); y la carcasa (21, 321, 321') es una carcasa (21, 321, 321') de un módulo de engranajes (20, 220, 320, 320'), estando el compresor (14) situado en un lado de la carcasa ( 21, 321, 321'), estando la sección de la turbina (18) y el núcleo del motor (12) situados en el lado opuesto de la carcasa (21, 321, 321'), extendiéndose el eje de la turbina (19) a través del módulo de engranajes ( 20, 220, 320, 320') y estando en acoplamiento de accionamiento con el eje del motor (16) a través de un tren de engranajes (68, 368, 368') del módulo de engranajes (20, 220, 320, 320'), estando conectado al menos un rotor del compresor (14') al eje de la turbina (19).A compound motor assembly (10, 210, 310) comprising: a motor core (12); a turbine section (18) having an inlet in fluid communication with an outlet of the motor core (12), the turbine section (18) including at least one turbine rotor (26 ', 27') connected to a shaft turbine (19), the turbine shaft (19) in drive engagement with the motor shaft (16); a compressor (14) having an outlet in fluid communication with an inlet of the motor core (12), the compressor (14) including at least one compressor rotor (14 ') in drive engagement with at least one of the shafts of the turbine (19) and the motor shaft (16); a casing (21, 321, 321 ') connected to the turbine section (18), the compressor (14) and the motor core (12); and a support cage (104) for mounting the compound engine assembly (10, 210, 310) on an aircraft, the support cage (104) including a plurality of struts (106, 106 ', 106 ", 206, 206 ', 206 ") connected to supports (105) attached to the housing (21, 321, 321') outside a hot zone that includes the turbine section (18), struts (106, 106 ', 106", 206 , 206 ', 206 ") being separated from the hot zone by at least one firewall (63, 65, 67, 69); characterized in that: the motor core (12) includes at least one internal combustion motor (12 ') in drive engagement with the motor shaft (16); the inlet of the turbine section (18) is in fluid communication with the outlet of the engine core (12) through at least one exhaust pipe (30), the hot zone further includes at least one exhaust pipe (30 ) and a part of the engine core (12) adjacent to at least one exhaust pipe (30); and the casing (21, 321, 321 ') is a casing (21, 321, 321') of a gear module (20, 220, 320, 320 '), the compressor (14) being located on one side of the casing (21, 321, 321 '), the turbine section (18) and the motor core (12) being located on the opposite side of the casing (21, 321, 321'), the turbine shaft extending (19) through the gear module (20, 220, 320, 320 ') and being in drive engagement with the motor shaft (16) through a gear train (68, 368, 368') of the module of gears (20, 220, 320, 320 '), at least one compressor rotor (14') being connected to the turbine shaft (19).

Description

DESCRIPCIÓNDESCRIPTION

Conjunto de motor compuesto con jaula de soporteComposite motor assembly with support cage

CAMPO TÉCNICOTECHNICAL FIELD

La solicitud se refiere generalmente a conjuntos de motor compuesto y, más particularmente, a conjuntos de motor compuesto sobrealimentado o turboalimentado usados en aeronaves.The application relates generally to composite engine assemblies, and more particularly to supercharged or turbocharged composite engine assemblies used in aircraft.

ANTECEDENTES DE LA TÉCNICABACKGROUND OF THE TECHNIQUE

Los conjuntos de motor compuesto que incluyen un compresor utilizado como sobrealimentador o turboalimentador pueden definir un conjunto relativamente voluminoso que puede ser difícil de encajar en las góndolas de las aeronaves existentes, creando así cierta dificultad para adaptarlos para aplicaciones aeronáuticas.Composite engine assemblies that include a compressor used as a supercharger or turbocharger can define a relatively bulky assembly that can be difficult to fit into the nacelles of existing aircraft, thus creating some difficulty in adapting them for aeronautical applications.

Los motores según la técnica anterior se conocen por los documentos EP 2826709 y US 2007/240427.Engines according to the prior art are known from EP 2826709 and US 2007/240427.

RESUMENRESUME

En un aspecto, se proporciona un conjunto de motor compuesto como se reivindica en la reivindicación 1.In one aspect, a composite motor assembly is provided as claimed in claim 1.

DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOSDESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Ahora se hace referencia a las figuras adjuntas en las que:Reference is now made to the accompanying figures in which:

la figura 1 es una vista esquemática de un conjunto de motor compuesto según una realización particular; la figura 2 es una vista en sección transversal de un motor Wankel que puede usarse en un conjunto de motor compuesto tal como se muestra en la figura 1, según una realización particular;Figure 1 is a schematic view of a compound motor assembly according to a particular embodiment; Figure 2 is a cross-sectional view of a Wankel engine that can be used in a compound engine assembly as shown in Figure 1, according to a particular embodiment;

la figura 3 es una vista tridimensional esquemática del conjunto de motor compuesto de la figura 1 según una realización particular;Figure 3 is a schematic three-dimensional view of the compound motor assembly of Figure 1 according to a particular embodiment;

la figura 4 es una vista lateral esquemática del conjunto de motor compuesto de la figura 3 con un soporte de motor según una realización particular;Figure 4 is a schematic side view of the compound motor assembly of Figure 3 with a motor support according to a particular embodiment;

la figura 5 es una vista lateral esquemática en sección transversal del conjunto de motor compuesto de la figura 3, con un conducto de entrada y un cortafuegos según una realización particular;Figure 5 is a schematic cross-sectional side view of the compound engine assembly of Figure 3, with an inlet duct and a firewall according to a particular embodiment;

la figura 6 es una vista frontal esquemática del conjunto de motor compuesto de la figura 3 según una realización particular;Figure 6 is a schematic front view of the compound motor assembly of Figure 3 according to a particular embodiment;

la figura 7 es una vista esquemática de un conjunto de motor compuesto según otra realización particular; la figura 8 es una vista tridimensional esquemática del conjunto de motor compuesto de la figura 7 según una realización particular;Figure 7 is a schematic view of a compound motor assembly according to another particular embodiment; Figure 8 is a schematic three-dimensional view of the compound motor assembly of Figure 7 according to a particular embodiment;

la figura 9 es una vista lateral esquemática en sección transversal del conjunto de motor compuesto de la figura 8, con un conducto de entrada y un cortafuegos según una realización particular;Figure 9 is a schematic cross-sectional side view of the compound engine assembly of Figure 8, with an inlet duct and a firewall according to a particular embodiment;

la figura 10A es una vista tridimensional esquemática del conjunto de motor compuesto de la figura 8 con un soporte de motor según una realización particular;Figure 10A is a schematic three-dimensional view of the composite motor assembly of Figure 8 with a motor support according to a particular embodiment;

la figura 10B es una vista lateral esquemática del conjunto de motor compuesto y el soporte de motor de la figura 10A;Figure 10B is a schematic side view of the compound motor assembly and motor bracket of Figure 10A;

la figura 11 es una vista esquemática desarrollada desde un extremo de un conjunto de motor compuesto según otra realización particular; yFigure 11 is a schematic view developed from one end of a compound motor assembly according to another particular embodiment; Y

la figura 12 es una vista lateral esquemática de un conjunto de motor compuesto de la figura 11;Figure 12 is a schematic side view of a compound motor assembly of Figure 11;

DESCRIPCIÓN DETALLADADETAILED DESCRIPTION

Con referencia a la figura 1, se muestra generalmente un conjunto de motor compuesto 10, que incluye un núcleo de motor rotativo multirrotor 12 de combustible pesado refrigerado por líquido. El núcleo del motor 12 tiene un eje del motor 16 impulsado por el núcleo del motor 12 y que impulsa una carga giratoria, que se muestra aquí como un eje de transmisión 8. El eje de transmisión 8 puede ser una parte integral del eje del motor 16, estar conectado directamente al mismo, o estar conectado al mismo a través de una caja de engranajes (no mostrada). Se entiende que el conjunto de motor compuesto 10 puede configurarse de forma alternativa para impulsar cualquier otro tipo adecuado de carga, incluidos, pero no limitados a, uno o más generadores, propulsores, accesorios, mástiles del rotor, compresores, o cualquier otro tipo adecuado de carga o combinación de las mismas.Referring to FIG. 1, a composite engine assembly 10 is generally shown, including a liquid-cooled heavy fuel multi-rotor rotary engine core 12. Motor core 12 has a motor shaft 16 driven by motor core 12 and driving a rotating load, shown here as a shaft. Drive shaft 8. Drive shaft 8 may be an integral part of motor shaft 16, be directly connected thereto, or be connected thereto through a gearbox (not shown). It is understood that the compound motor assembly 10 may alternatively be configured to drive any other suitable type of load, including, but not limited to, one or more generators, thrusters, accessories, rotor masts, compressors, or any other suitable type. load or combination thereof.

El conjunto de motor compuesto 10 está configurado como un motor de un eje único. En esta invención, el término "eje único" está destinado a describir un motor compuesto en el que todos los componentes giratorios (rotor(es) del compresor, rotor(es) de turbina, eje del motor, accesorios) están unidos mecánicamente, ya sea directamente o a través de más una caja de engranajes. Por consiguiente, un motor de "eje único" puede incluir dos o más ejes unidos mecánicamente. Se pretende que el término "eje único" esté en contraste con un motor que tiene dos o más bobinas que son libres para girar una con respecto a la otra, de modo que incluyan una o más turbinas libres.The compound motor assembly 10 is configured as a single shaft motor. In this invention, the term "single shaft" is intended to describe a compound motor in which all the rotating components (compressor rotor (s), turbine rotor (s), motor shaft, accessories) are mechanically linked, and either directly or through plus one gearbox. Accordingly, a "single shaft" motor can include two or more mechanically linked shafts. The term "single shaft" is intended to be in contrast to an engine that has two or more coils that are free to rotate relative to each other, so as to include one or more free turbines.

El conjunto de motor compuesto 10 incluye un compresor 14 que alimenta aire comprimido a la entrada del núcleo del motor 12 (que corresponde o se comunica con el puerto de entrada de cada motor del núcleo del motor 12). El núcleo de motor 12 recibe el aire a presión del compresor 14 y quema combustible a alta presión para proporcionar energía. La energía mecánica producida por el núcleo de motor 12 acciona el eje del motor 16. Cada motor del núcleo de motor 12 proporciona un flujo de escape en forma de pulsos de escape de gas caliente a alta presión que sale a velocidad máxima elevada. La salida del núcleo 12 del motor (que corresponde o que se comunica con el puerto de escape de cada motor del núcleo del motor 12) está en comunicación fluida con una entrada de una sección de turbina 18 y, en consecuencia, el flujo de escape del núcleo del motor 12 es suministrado a la sección de turbina 18. La sección de turbina 18 acciona el compresor 14 y compone la energía con el eje del motor 16.The compound motor assembly 10 includes a compressor 14 that feeds compressed air to the inlet of the motor core 12 (which corresponds to or communicates with the inlet port of each motor of the motor core 12). Engine core 12 receives pressurized air from compressor 14 and burns high pressure fuel to provide power. The mechanical energy produced by the motor core 12 drives the motor shaft 16. Each motor in the motor core 12 provides an exhaust flow in the form of pulsed high pressure hot exhaust gas exiting at high maximum speed. The outlet of the engine core 12 (corresponding to or communicating with the exhaust port of each engine of the engine core 12) is in fluid communication with an inlet of a turbine section 18 and, consequently, the exhaust flow of the core of the motor 12 is supplied to the turbine section 18. The turbine section 18 drives the compressor 14 and composes the energy with the shaft of the motor 16.

En una realización particular, el conjunto de motor compuesto incluye cuatro (4) módulos principales: un módulo de núcleo 22 que incluye el núcleo de motor 12, un módulo de engranajes 20, una sección fría o módulo de compresor 24 que incluye el compresor 14 y una sección caliente o módulo de turbina 28 que incluye la sección de turbina 18. En una realización particular, el módulo de turbina 28 y el módulo de compresor 24 son extraíbles por el personal de mantenimiento típico, en el campo, y el conjunto de motor compuesto 10 permanece unido a la aeronave, para facilitar el mantenimiento, la reparación y/o reemplazo. En una realización particular, cada módulo de turbina 28, módulo de compresor 24 y módulo del núcleo 22 pueden separarse y retirarse del conjunto de motor compuesto 10 de forma individual y separada, es decir, sin necesidad de separar/retirar cualquiera de los otros módulos; en una realización particular, los componentes de cada módulo están así contenidos y/o montados en una carcasa que define un recinto independientemente del de los otros módulos. En una realización particular, la modularidad del conjunto de motor compuesto 10 puede permitir reducir o minimizar el número de piezas en el conjunto de motor compuesto 10 y/o puede permitir que cada módulo funcione a velocidades correspondientes a las condiciones óptimas de rendimiento.In a particular embodiment, the compound motor assembly includes four (4) main modules: a core module 22 that includes the motor core 12, a gear module 20, a cold section or compressor module 24 that includes the compressor 14 and a hot section or turbine module 28 that includes the turbine section 18. In a particular embodiment, the turbine module 28 and the compressor module 24 are removable by typical maintenance personnel, in the field, and the assembly of Compound engine 10 remains attached to the aircraft, to facilitate maintenance, repair, and / or replacement. In a particular embodiment, each turbine module 28, compressor module 24 and core module 22 can be separated and removed from the compound motor assembly 10 individually and separately, that is, without the need to separate / remove any of the other modules. ; In a particular embodiment, the components of each module are thus contained and / or mounted in a casing that defines an enclosure independently from that of the other modules. In a particular embodiment, the modularity of the compound motor assembly 10 may allow the number of parts in the compound motor assembly 10 to be reduced or minimized and / or it may allow each module to operate at speeds corresponding to optimal performance conditions.

Con referencia a la figura 3, el módulo del núcleo 22 incluye el núcleo del motor 12 y un sistema de distribución de combustible 13. En la realización mostrada, el núcleo del motor 12 incluye una pluralidad de motores rotativos 12' acoplados de forma motriz al eje 16, y el sistema de distribución de combustible 13 incluye un riel común 13' que alimenta un piloto y un inyector principal para cada motor rotativo. Aunque el núcleo del motor 12 se describe como que incluye dos motores rotativos 12', se entiende que en otra realización, el núcleo del motor 12 puede incluir más de dos motores rotativos 12' (por ejemplo, 3 o 4 motores rotativos), o un solo motor rotativo. 12'. Cada motor rotativo 12' tiene un rotor acoplado de manera estanca en un alojamiento respectivo, teniendo cada motor rotativo 12' una fase de combustión a volumen casi constante para una alta eficiencia del ciclo. En la realización mostrada, cada motor rotativo 12' es un motor Wankel.Referring to Figure 3, the core module 22 includes the engine core 12 and a fuel distribution system 13. In the embodiment shown, the engine core 12 includes a plurality of rotary engines 12 'power coupled to the engine. shaft 16, and the fuel distribution system 13 includes a common rail 13 'that feeds a pilot and a main injector for each rotary engine. Although the motor core 12 is described as including two rotary motors 12 ', it is understood that in another embodiment, the motor core 12 may include more than two rotary motors 12' (e.g., 3 or 4 rotary motors), or a single rotary engine. 12 '. Each rotary engine 12 'has a rotor tightly coupled in a respective housing, each rotary engine 12' having a nearly constant volume combustion phase for high cycle efficiency. In the embodiment shown, each rotary engine 12 'is a Wankel engine.

Con referencia a la figura 2, se muestra una realización ejemplar de un motor Wankel que se puede usar como motor rotativo 12' en el núcleo del motor 12. Cada motor Wankel 12' comprende un alojamiento 32 que define una cavidad interna con un perfil que define dos lóbulos, que es preferentemente un epitrocoide. Dentro de la cavidad interna se recibe un rotor 34. El rotor define tres porciones de vértice 36 separadas circunferencialmente y un perfil generalmente triangular con lados arqueados hacia fuera. Las porciones de vértice 36 están en acoplamiento estanco con la superficie interior de una pared periférica 38 del alojamiento 32 para formar tres cámaras de trabajo 40 entre el rotor 34 y el alojamiento 32.Referring to Figure 2, there is shown an exemplary embodiment of a Wankel engine that can be used as a rotary engine 12 'in the core of engine 12. Each Wankel engine 12' comprises a housing 32 defining an internal cavity with a profile that defines two lobes, which is preferably an epitrochoid. Within the internal cavity a rotor 34 is received. The rotor defines three circumferentially spaced apex portions 36 and a generally triangular profile with outwardly arched sides. The apex portions 36 are in tight engagement with the inner surface of a peripheral wall 38 of the housing 32 to form three working chambers 40 between the rotor 34 and the housing 32.

El rotor 34 se acopla a una porción excéntrica 42 del eje 16 para realizar revoluciones orbitales dentro de la cavidad interna. El eje 16 realiza tres rotaciones por cada revolución orbital del rotor 34. El eje geométrico 44 del rotor 34 está desplazado y en paralelo con respecto al eje 46 del alojamiento 32. Durante cada revolución orbital, cada cámara 40 varía en volumen y se desplaza alrededor de la cavidad interna para someterse a los cuatro tiempos de admisión, compresión, expansión y escape.Rotor 34 engages an eccentric portion 42 of shaft 16 to perform orbital revolutions within the internal cavity. Axis 16 performs three rotations for each orbital revolution of rotor 34. Geometry 44 of rotor 34 is offset and parallel with axis 46 of housing 32. During each orbital revolution, each chamber 40 varies in volume and moves around of the internal cavity to undergo the four stages of intake, compression, expansion and exhaust.

Se proporciona un puerto de admisión 48 a través de la pared periférica 38 para admitir sucesivamente aire comprimido en cada cámara de trabajo 40. También se proporciona un puerto de escape 50 a través de la pared periférica 38 para descargar sucesivamente los gases de escape de cada cámara de trabajo 40. A través de la pared periférica 38 se proporcionan pasos 52 para una bujía incandescente, una bujía de chispa u otro elemento de ignición, así como los inyectores de combustible. Alternativamente, el puerto de admisión 48, el puerto de escape 50 y/o los pasos 52 pueden proporcionarse a través de una pared de extremo o lateral 54 del alojamiento; y/o el elemento de ignición y un inyector de combustible piloto pueden comunicarse con una subcámara piloto (no mostrada) definida en el alojamiento 32 y comunicarse con la cavidad interna para proporcionar una inyección piloto. La subcámara piloto puede estar definida, por ejemplo, en un inserto (no mostrado) recibido en la pared periférica 38.An intake port 48 is provided through peripheral wall 38 to successively admit compressed air into each working chamber 40. An exhaust port 50 is also provided through peripheral wall 38 to successively discharge exhaust gases from each working chamber 40. Through the peripheral wall 38 there are provided passages 52 for a glow plug, a spark plug or other ignition element, as well as the fuel injectors. Alternatively, intake port 48, exhaust port 50, and / or passages 52 may be provided through an end or side wall 54 of the housing; and / or the ignition element and an injector Pilot fuel cells can communicate with a pilot sub-chamber (not shown) defined in housing 32 and communicate with the internal cavity to provide a pilot injection. The pilot subchamber may be defined, for example, in an insert (not shown) received in peripheral wall 38.

En la realización de la figura 3, los inyectores de combustible son inyectores de combustible de riel común, y se comunican con una fuente de combustible pesado (por ejemplo, diésel, queroseno (combustible de aviación, biocombustible equivalente), y suministran el combustible pesado al motor o motores de modo que la cámara de combustión esté estratificada con una mezcla rica de aire y combustible cerca de la fuente de ignición y una mezcla más pobre en otras partes.In the embodiment of Figure 3, the fuel injectors are common rail fuel injectors, and communicate with a heavy fuel source (e.g. diesel, kerosene (jet fuel, biofuel equivalent), and supply the heavy fuel to the engine or engines so that the combustion chamber is layered with a rich mixture of air and fuel near the ignition source and a leaner mixture elsewhere.

Volviendo a la figura 2, para un funcionamiento eficiente, las cámaras de trabajo 40 están selladas, por ejemplo, mediante sellos de vértice accionados por resorte 56, que se extienden desde el rotor 34 para acoplar con la pared periférica 38, y sellos de superficie o de gas accionados por resorte 58 y sellos de extremo o de esquina 60 que se extienden desde el rotor 34 para acoplar con las paredes de extremo 54. El rotor 34 también incluye al menos un anillo de estanqueidad de aceite accionado por resorte 62, sesgado contra la pared de extremo 54 alrededor del cojinete para el rotor 34 en la porción excéntrica del eje 42.Returning to Figure 2, for efficient operation, working chambers 40 are sealed, for example, by spring loaded vertex seals 56, extending from rotor 34 to mate with peripheral wall 38, and surface seals spring loaded gas or gas tubes 58 and end or corner seals 60 extending from rotor 34 to mate with end walls 54. Rotor 34 also includes at least one spring loaded oil sealing ring 62, skewed against the end wall 54 around the bearing for the rotor 34 in the eccentric portion of the shaft 42.

Cada motor Wankel proporciona un flujo de escape en forma de pulso de escape relativamente largo; por ejemplo, en una realización particular, cada motor Wankel tiene una explosión por 360o de rotación del eje, permaneciendo abierto el puerto de escape durante aproximadamente 270o de esa rotación, proporcionando así un ciclo de trabajo de pulso de aproximadamente el 75 %. Por el contrario, un pistón de un motor de pistón de 4 tiempos alternativo generalmente tiene una explosión por 720o de rotación del eje, permaneciendo abierto el puerto de escape durante aproximadamente 180o de esa rotación, proporcionando así un ciclo de trabajo de pulso del 25 %.Each Wankel engine provides a relatively long exhaust pulse-shaped exhaust stream; For example, in a particular embodiment, each Wankel engine has a burst for 360o of shaft rotation, the exhaust port remaining open for approximately 270o of that rotation, thus providing a pulse duty cycle of approximately 75%. In contrast, a piston in a reciprocating 4-stroke piston engine generally has a burst for 720o of shaft rotation, with the exhaust port remaining open for approximately 180o of that rotation, thus providing a 25% pulse duty cycle. .

En una realización particular que puede ser especialmente, pero no exclusivamente, adecuada para baja altitud, cada motor Wankel tiene una relación de expansión volumétrica de 5 a 9, y funciona siguiendo el ciclo Miller, con una relación de compresión volumétrica menor que la relación de expansión volumétrica, por ejemplo, al tener el puerto de admisión ubicado más cerca del punto muerto superior (PMS) que un motor donde las relaciones de compresión y expansión volumétricas son iguales o similares. Alternativamente, cada motor Wankel puede funcionar con relaciones de compresión y expansión volumétricas similares o iguales.In a particular embodiment that may be especially, but not exclusively, suitable for low altitudes, each Wankel engine has a volumetric expansion ratio of 5 to 9, and operates following the Miller cycle, with a volumetric compression ratio less than the ratio of volumetric expansion, for example by having the intake port located closer to top dead center (TDC) than an engine where the volumetric compression and expansion ratios are the same or similar. Alternatively, each Wankel engine can operate with similar or equal volumetric compression and expansion ratios.

Se entiende que son posibles otras configuraciones para el núcleo de motor 12. La configuración del motor o motores 12' del núcleo del motor 12, por ejemplo, la ubicación de los puertos, el número y ubicación de los sellos, etc., pueden variar con respecto a la realización mostrada. Además, se entiende que cada motor 12' del núcleo del motor 12 puede ser cualquier otro tipo de motor de combustión interna, incluyendo, pero no limitado a, cualquier otro tipo de motor rotativo y cualquier otro tipo de motor de combustión interna no rotativo, como un motor alternativo.It is understood that other configurations are possible for the motor core 12. The configuration of the motor (s) 12 'of the motor core 12, for example, the location of the ports, the number and location of the seals, etc., may vary. with respect to the embodiment shown. Furthermore, it is understood that each engine 12 'of engine core 12 may be any other type of internal combustion engine, including, but not limited to, any other type of rotary engine and any other type of non-rotary internal combustion engine, as a reciprocating engine.

Volviendo a la figura 1, en una realización particular, el compresor 14 es un compresor centrífugo con un solo impulsor 14'. Alternativamente, son posibles otras configuraciones. El compresor 14 puede ser un dispositivo de una sola etapa o un dispositivo de múltiples etapas y puede incluir uno o más rotores que tienen un conjunto circunferencial de palas de flujo radial, axial o mixto.Returning to figure 1, in a particular embodiment, the compressor 14 is a centrifugal compressor with a single impeller 14 '. Alternatively, other configurations are possible. Compressor 14 may be a single-stage device or a multi-stage device and may include one or more rotors having a circumferential set of radial, axial, or mixed flow blades.

Con referencia a la figura 3, el módulo de engranajes 20 incluye una carcasa 21 que contiene (por ejemplo, que encierra) al menos un tren de engranajes, y el módulo compresor 24 incluye una carcasa 25 ubicada fuera de la carcasa del módulo de engranajes 21. La carcasa del módulo del compresor 25 contiene (por ejemplo, encierra) el (los) rotor (es) del compresor 14' (por ejemplo, el impulsor), el difusor, la cubierta, la espiral de entrada y las paletas de guía de entrada variable 88 (ver figura 1) a través de las cuales circula el aire antes de llegar al rotor o rotores del compresor. La carcasa del módulo del compresor 25 puede incluir una pluralidad de piezas de carcasa que cooperan para definir un recinto que contiene el compresor 14, y/o puede estar definida en su totalidad o en parte por las paredes exteriores del compresor 14. Haciendo referencia a las Figs. 3-4, la carcasa del módulo del compresor 25 está montada en una cara de la carcasa del módulo de engranajes 21. En una realización particular, la carcasa del módulo del compresor 25 y la carcasa del módulo de engranajes 21 están interconectadas de forma separable, por ejemplo, teniendo bridas de apoyo de las carcasas 25, 21 interconectadas por pernos y/o abrazaderas o mediante el uso de cualquier otro tipo apropiado de sujetadores, incluidos, entre otros, tales elementos de acoplamiento o sujetadores que definen un tipo de conexión conocida como "desconexión de acceso rápido". También son posibles otras configuraciones.Referring to Figure 3, gear module 20 includes a housing 21 that contains (for example, encloses) at least one gear train, and compressor module 24 includes a housing 25 located outside of the gear module housing. 21. The compressor module housing 25 contains (for example, encloses) the compressor rotor (s) 14 '(for example, the impeller), the diffuser, the cover, the inlet scroll and the air blades. variable inlet guide 88 (see figure 1) through which the air circulates before reaching the compressor rotor or rotors. The compressor module housing 25 may include a plurality of housing parts that cooperate to define an enclosure containing the compressor 14, and / or may be defined in whole or in part by the outer walls of the compressor 14. Referring to Figs. 3-4, the compressor module housing 25 is mounted on one face of the gear module housing 21. In a particular embodiment, the compressor module housing 25 and the gear module housing 21 are detachably interconnected , for example, having supporting flanges of the housings 25, 21 interconnected by bolts and / or clamps or by using any other appropriate type of fasteners, including but not limited to such coupling elements or fasteners that define a type of connection known as a "quick access disconnect". Other configurations are also possible.

Con referencia a la figura 4, en una realización particular, la comunicación entre la salida del compresor 14 y la entrada del núcleo del motor 12 se realiza a través de un colector de admisión 15. En una realización particular, el (los) rotor (es) del compresor están dimensionados para suministrar flujo másico del motor y purga de aire de la cabina. El colector de admisión 15, que puede proporcionarse por separado del módulo del compresor 24, incluye un puerto de derivación 15' para el aire de purga de la cabina presurizado.With reference to Figure 4, in a particular embodiment, the communication between the outlet of the compressor 14 and the inlet of the core of the engine 12 is carried out through an intake manifold 15. In a particular embodiment, the rotor (s) ( es) of the compressor are sized to supply engine mass flow and cabin air purge. Intake manifold 15, which may be provided separately from compressor module 24, includes a bypass port 15 'for pressurized cabin purge air.

El módulo de la turbina 28 incluye una carcasa de módulo de turbina 29 que contiene (por ejemplo, que encierra) la sección de turbina 18, que incluye al menos un rotor conectado a un eje de turbina 19, con respectivas paletas, carcasa(s), característica(s) de contención y perno(s) de unión de turbina. La carcasa del módulo de turbina 29 está separada de la carcasa del módulo del compresor 25 y también se encuentra fuera de la carcasa del módulo de engranajes 21. La carcasa del módulo de turbina 29 puede incluir una pluralidad de piezas de carcasa que cooperan para definir un recinto que contiene la sección de turbina 18 y/o puede estar definido total o parcialmente por las paredes exteriores de la sección de turbina 18. La carcasa del módulo de turbina 29 está montada en la cara de la carcasa del módulo de engranajes 21 opuesta a la que recibe la carcasa del módulo del compresor 25; en una realización particular, la carcasa del módulo de turbina 29 está montada en la cara delantera de la carcasa del módulo de engranajes 21. En una realización particular, la carcasa del módulo de turbina 29 y la carcasa del módulo de engranajes 21 están interconectadas de forma desmontable, por ejemplo, teniendo bridas de apoyo de las carcasas 29, 21 interconectadas por pernos y/o abrazaderas o mediante el uso de cualquier otro tipo apropiado de sujetadores, incluidos, entre otros, tales elementos de acoplamiento o sujetadores que definen un tipo de conexión conocida como "desconexión de acceso rápido". También son posibles otras configuraciones.Turbine module 28 includes a turbine module housing 29 containing (for example, enclosing) the turbine section 18, including at least one rotor connected to a turbine shaft 19, with respective blades, housing (s ), containment feature (s) and turbine tie bolt (s). The turbine module housing 29 is separated from the compressor module housing 25 and is also outside the gear module housing 21. The turbine module housing 29 may include a plurality of housing parts that cooperate to define an enclosure containing the turbine section 18 and / or may be fully or partially defined by the outer walls of the turbine section 18. The turbine module housing 29 is mounted on the face of the gear module housing 21 opposite that which receives the module housing. of compressor 25; In a particular embodiment, the turbine module housing 29 is mounted on the front face of the gear module housing 21. In a particular embodiment, the turbine module housing 29 and the gear module housing 21 are interconnected in removable form, for example, having housing support flanges 29, 21 interconnected by bolts and / or clamps or by the use of any other appropriate type of fasteners, including but not limited to such coupling elements or fasteners that define a type connection known as "quick access disconnect". Other configurations are also possible.

Una pluralidad de tubos de escape 30 proporcionan la comunicación fluida entre la salida del núcleo del motor 12 (puerto de escape de cada motor 12') y la entrada de la sección de turbina 18. El módulo del núcleo 22 está montado en la misma cara de la carcasa del módulo de engranajes 21 que el módulo de turbina 28; en una realización particular, el acoplamiento estrecho del módulo de turbina 28 al módulo del núcleo 22 ayuda a aumentar (y preferiblemente a maximizar) la recuperación de energía de los gases de escape manteniendo los tubos de escape 30 entre el núcleo del motor 12 y la sección de turbina 18 lo más cortos posible y controlando el área de flujo en todas las partes. Los tubos de escape 30 se calientan mucho durante el uso y, en consecuencia, se implementa la selección de materiales y el enfriamiento apropiados para asegurar su durabilidad.A plurality of exhaust pipes 30 provide fluid communication between the outlet of the engine core 12 (each engine's exhaust port 12 ') and the inlet of the turbine section 18. The core module 22 is mounted on the same face. from the gear module housing 21 than the turbine module 28; In a particular embodiment, the close coupling of the turbine module 28 to the core module 22 helps to increase (and preferably maximize) energy recovery from the exhaust gases by keeping the exhaust pipes 30 between the engine core 12 and the turbine section 18 as short as possible and controlling the flow area in all parts. Exhaust pipes 30 become very hot during use and consequently proper material selection and cooling is implemented to ensure durability.

Como puede verse en la figura 1, la sección de turbina 18 puede incluir una o más etapas de turbina contenidas en la carcasa del módulo de turbina. En una realización particular, la sección de turbina 18 incluye una turbina de primera etapa 26 que recibe el escape del núcleo del motor 12, y una turbina de segunda etapa 27 que recibe el escape de la turbina de primera etapa 26. La turbina de primera etapa 26 está configurada como una turbina de velocidad, también conocida como turbina de impulsión, y recupera la energía cinética del gas de escape del núcleo mientras crea una contrapresión mínima o nula al escape del núcleo del motor 12. La turbina de segunda etapa 27 está configurada como una turbina de presión, también conocida como turbina de reacción, y completa la recuperación de la energía mecánica disponible del gas de escape. Cada turbina 26, 27 puede ser un dispositivo centrífugo o axial con uno o más rotores con un conjunto circunferencial de palas de flujo radial, axial o mixto. En otra realización, la sección de turbina 18 puede incluir una turbina única, configurada como turbina de impulsión o como turbina de presión.As can be seen in Figure 1, turbine section 18 may include one or more turbine stages contained in the turbine module housing. In a particular embodiment, the turbine section 18 includes a first stage turbine 26 that receives the exhaust from the engine core 12, and a second stage turbine 27 that receives the exhaust from the first stage turbine 26. The first turbine Stage 26 is configured as a speed turbine, also known as a drive turbine, and recovers kinetic energy from the core exhaust gas while creating minimal or no back pressure to the exhaust from the engine core 12. The second stage turbine 27 is configured as a pressure turbine, also known as a reaction turbine, and completes the recovery of available mechanical energy from the exhaust gas. Each turbine 26, 27 can be a centrifugal or axial device with one or more rotors with a circumferential set of radial, axial or mixed flow blades. In another embodiment, the turbine section 18 may include a single turbine, configured as a drive turbine or as a pressure turbine.

Una turbina de impulsión pura funciona cambiando la dirección del flujo sin acelerar el flujo dentro del rotor; el fluido es desviado sin una caída de presión significativa a través de las palas del rotor. Las palas de la turbina de impulsión pura están diseñadas de modo que, en un plano transversal perpendicular a la dirección de flujo, el área definida entre las palas es la misma en los bordes de ataque de las palas y en los bordes de salida de la pala: el área de flujo de la turbina es constante, y las palas normalmente son simétricas alrededor del plano del disco rotatorio. El trabajo de la turbina de impulsión pura se debe únicamente al cambio de dirección en el flujo a través de las palas de la turbina. Las turbinas de impulsión pura típicas incluyen turbinas de vapor e hidráulicas.A pure drive turbine works by changing the direction of flow without accelerating the flow inside the rotor; fluid is diverted without significant pressure drop across the rotor blades. The blades of the pure drive turbine are designed so that, in a transverse plane perpendicular to the direction of flow, the area defined between the blades is the same at the leading edges of the blades and at the trailing edges of the blade: the flow area of the turbine is constant, and the blades are normally symmetrical around the plane of the rotating disk. The work of the pure drive turbine is due solely to the change of direction in the flow through the turbine blades. Typical pure drive turbines include steam and hydraulic turbines.

En cambio, una turbina de reacción acelera el flujo dentro del rotor, pero necesita una caída de presión estática a través del rotor para permitir esta aceleración del flujo. Las palas de la turbina de reacción están diseñadas de modo que, en un plano transversal perpendicular a la dirección de flujo, el área definida entre las palas es la misma en los bordes de ataque de las palas y en los bordes de salida de la pala: el área de flujo de la turbina se reduce a lo largo de la dirección de flujo, y las palas normalmente son no simétricas alrededor del plano del disco rotatorio. Al menos parte del trabajo de la turbina de reacción pura se debe a la aceleración del flujo a través de las palas de la turbina. Instead, a reaction turbine accelerates the flow within the rotor, but needs a static pressure drop across the rotor to allow this acceleration of the flow. The blades of the reaction turbine are designed so that, in a transverse plane perpendicular to the direction of flow, the area defined between the blades is the same at the leading edges of the blades and at the trailing edges of the blade. - The flow area of the turbine is reduced along the flow direction, and the blades are normally non-symmetrical around the plane of the rotating disk. At least part of the work of the pure reaction turbine is due to the acceleration of the flow through the turbine blades.

La mayoría de las turbinas aeronáuticas no son de "impulsión pura" o de "reacción pura", sino que más bien funcionan según una mezcla de estos dos principios opuestos pero complementarios, es decir, existe una caída de presión a través de las palas, existe cierta reducción del área de flujo de las palas de la turbina a lo largo de la dirección de flujo y la velocidad de rotación de la turbina se debe tanto a la aceleración como al cambio de dirección del flujo. El grado de reacción de una turbina puede determinarse usando la relación de reacción basada en la temperatura (ecuación 1) o la relación de reacción basada en la presión (ecuación 2), que generalmente tienen un valor cercano entre sí para una misma turbina:Most aeronautical turbines are not "pure drive" or "pure reaction", but rather work according to a mixture of these two opposite but complementary principles, that is, there is a pressure drop across the blades, there is some reduction in the flow area of the turbine blades along the flow direction and the rotational speed of the turbine is due to both acceleration and change of flow direction. The degree of reaction of a turbine can be determined using the reaction ratio based on temperature (equation 1) or the reaction ratio based on pressure (equation 2), which generally have a value close to each other for the same turbine:

( l)Reacción(T) ^{(^53 f e )} ( l) Reaction ( T ) ^{(^ 53 fe)}

feo — f e )ugly - f e)

₍₂ )Reacción{P) ^(Ps3 f e ) ₍₂ ) Reaction {P) ^(Ps3 fe)

fe o — P ss)fe o - P ss)

donde T es la temperatura y P es la presión, s se refiere a un puerto estático, y los números se refieren al lugar donde se mide la temperatura o la presión: 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 impulsión pura tendría una relación de 0 (0 %) y una turbina de reacción pura tendría una relación de 1 (100 %). where T is temperature and P is pressure, s refers to a static port, and the numbers refer to where the temperature or pressure is measured: 0 for the turbine blade inlet (stator), 3 for the inlet of the turbine blade (rotor) and 5 for the outlet of the turbine blade (rotor); and where a pure drive turbine would have a ratio of 0 (0%) and a pure reaction turbine would have a ratio of 1 (100%).

En una realización particular, la turbina de primera etapa 26 está configurada para aprovechar la energía cinética del flujo pulsante que sale del núcleo del motor 12 mientras que estabiliza el flujo y la turbina de segunda etapa 27 está configurada para extraer energía de la presión restante en el flujo mientas se expande el flujo. Por consiguiente, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción menor que la de la turbina de segunda etapa 27.In a particular embodiment, the first stage turbine 26 is configured to take advantage of the kinetic energy of the pulsating flow exiting the motor core 12 while stabilizing the flow and the second stage turbine 27 is configured to extract energy from the remaining pressure in the flow as the flow expands. Consequently, the first stage turbine 26 has a lower reaction ratio than that of the second stage turbine 27.

En una realización particular, la turbina de segunda etapa 27 tiene una relación de reacción superior a 0,25; en otra realización particular, la turbina de segunda etapa 27 tiene una relación de reacción superior a 0,3; en otra realización particular, la turbina de segunda etapa 27 tiene una relación de reacción de aproximadamente 0,5; en otra realización particular, la turbina de segunda etapa 27 tiene una relación de reacción superior a 0,5.In a particular embodiment, the second stage turbine 27 has a reaction ratio greater than 0.25; in another particular embodiment, the second stage turbine 27 has a reaction ratio greater than 0.3; in another particular embodiment, the second stage turbine 27 has a reaction ratio of approximately 0.5; in another particular embodiment, the second stage turbine 27 has a reaction ratio greater than 0.5.

En una realización particular, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción de, como máximo, 0,2; en otra realización particular, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción de, como máximo, 0,15; en otra realización particular, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción de, como máximo, 0,1; en otra realización particular, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción de, como máximo, 0,05.In a particular embodiment, the first stage turbine 26 has a reaction ratio of at most 0.2; in another particular embodiment, the first stage turbine 26 has a reaction ratio of at most 0.15; in another particular embodiment, the first stage turbine 26 has a reaction ratio of at most 0.1; In another particular embodiment, the first stage turbine 26 has a reaction ratio of at most 0.05.

Se entiende que cualquier relación de reacción apropiada para la turbina de segunda etapa 27 (incluida, pero no limitada a cualquiera de las relaciones de reacción mencionadas anteriormente) se puede combinar con cualquier relación de reacción apropiada para la turbina de primera etapa 26 (incluida, pero no limitada a cualquiera de las relaciones de reacción mencionadas anteriormente), y que estos valores pueden corresponder a relaciones basadas en la presión o basadas en la temperatura. También son posibles otros valores. Por ejemplo, en una realización particular, las dos turbinas 26, 27 pueden tener una relación de reacción igual o similar; en otra realización, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción más alta que la de la turbina de segunda etapa 27. Ambas turbinas 26, 27 pueden estar configuradas como turbinas de impulsión, o ambas turbinas 26, 27 pueden estar configuradas como turbinas de presión.It is understood that any suitable reaction ratio for the second stage turbine 27 (including, but not limited to any of the reaction ratios mentioned above) can be combined with any suitable reaction ratio for the first stage turbine 26 (including, but not limited to any of the reaction ratios mentioned above), and that these values may correspond to relationships based on pressure or based on temperature. Other values are also possible. For example, in a particular embodiment, the two turbines 26, 27 can have the same or similar reaction ratio; In another embodiment, the first stage turbine 26 has a higher reaction ratio than that of the second stage turbine 27. Both turbines 26, 27 can be configured as drive turbines, or both turbines 26, 27 can be configured as pressure turbines.

Todavía con referencia a la figura 1, en la realización mostrada, el rotor o los rotores del compresor 14', el rotor o los rotores de la turbina de primera etapa 26' y el rotor o los rotores de la turbina de segunda etapa 27' están conectados (por ejemplo, conectados rígidamente a, integralmente formados con, unidos a, o cualquier otro tipo de conexión que permita que los rotores giren juntos con el eje a la misma velocidad) al eje de la turbina 19, que se extiende a través del módulo de engranajes 20, paralelo y radialmente descentrado (es decir, no coaxial con) el eje del motor 16. Still referring to FIG. 1, in the embodiment shown, the compressor rotor (s) 14 ', the first stage turbine rotor (s) 26', and the second stage turbine rotor (s) 27 ' are connected (for example, rigidly connected to, integrally formed with, joined to, or any other type of connection that allows the rotors to rotate together with the shaft at the same speed) to the turbine shaft 19, which extends through of gear module 20, parallel and radially off-center (i.e., not coaxial with) the motor shaft 16.

Como puede verse en las Figs. 1 y 4, el (los) rotor(es) del compresor 14' y el (los) rotor(es) de la turbina 26', 27' están en voladizo, es decir, el eje de la turbina 19 está apoyado rotacionalmente en un solo lado del (de los) rotor(es) del compresor 14', y sólo un lado de los rotores de la turbina 26', 27'. El eje de la turbina 19 está soportado en rotación por una pluralidad de cojinetes 64 (por ejemplo, cojinetes de elementos rodantes, como cojinetes de rodillos lubricados con aceite y cojinetes de bolas lubricados con aceite, cojinetes lisos) todos ubicados en un mismo lado del rotor del compresor 14', un mismo lado del o de los rotores de la turbina de primera etapa 26', y en un mismo lado del o de los rotores de la turbina de segunda etapa 27'. En la realización mostrada, los cojinetes 64 están ubicados entre los rotores 14' del compresor y los rotores 26', 27' de la turbina y contenidos dentro de la carcasa del módulo de engranajes 21, sin que se proporcionen cojinetes adicionales fuera del módulo de engranajes 20. El conjunto giratorio del módulo del compresor 24 y del módulo de la turbina 28 está diseñado dinámicamente para girar en voladizo, con los modos críticos de deflexión fuera de las condiciones de funcionamiento del motor. Por consiguiente, el módulo del compresor 24 y el módulo de la turbina 28 no incluyen cojinetes y, por tanto, no forman parte del sistema de circulación de lubricante para cojinetes 66, que está contenido dentro de la carcasa del módulo de engranajes 21. Esto elimina la necesidad de proporcionar líneas de alimentación o eliminación de lubricante externo (por ejemplo, aceite) en el módulo del compresor 24 y en el módulo de la turbina 28, lo que puede facilitar la extracción del módulo del compresor 24 y del módulo de la turbina 28 del resto del conjunto de motor compuesto 10.As can be seen in Figs. 1 and 4, the compressor rotor (s) 14 'and the turbine rotor (s) 26', 27 'are cantilevered, that is, the turbine shaft 19 is rotationally supported on a single side of the compressor rotor (s) 14 ', and only one side of the turbine rotors 26', 27 '. The turbine shaft 19 is supported in rotation by a plurality of bearings 64 (for example, rolling element bearings, such as oil-lubricated roller bearings and oil-lubricated ball bearings, plain bearings) all located on the same side of the shaft. compressor rotor 14 ', on the same side of the first stage turbine rotor (s) 26', and on the same side of the second stage turbine rotor (s) 27 '. In the embodiment shown, bearings 64 are located between compressor rotors 14 'and turbine rotors 26', 27 'and contained within the gear module housing 21, with no additional bearings being provided outside of the drive module. gears 20. The rotating assembly of compressor module 24 and turbine module 28 is dynamically designed to rotate cantilever, with critical modes of deflection outside of engine operating conditions. Consequently, the compressor module 24 and the turbine module 28 do not include bearings and therefore are not part of the bearing lubricant circulation system 66, which is contained within the gear module housing 21. This Eliminates the need to provide feed lines or removal of external lubricant (e.g., oil) in the compressor module 24 and in the turbine module 28, which can facilitate removal of the compressor module 24 and the module from the turbine 28 from the remainder of the compound engine assembly 10.

Alternativamente, el compresor 14 y la sección de turbina 18 pueden tener cada uno su propio eje dedicado, por ejemplo, para un rendimiento óptimo de los componentes. En este caso, el eje del compresor también puede estar soportado solo por cojinetes, todos ubicados en un mismo lado del (de los) rotor (es) del compresor 14', por ejemplo, en la carcasa del módulo de engranajes 21, de modo que el (los) rotor (es) del compresor 14' estén apoyados en voladizo. El (los) rotor (es) del compresor 14 ' está(n) en acoplamiento de accionamiento con el eje de la turbina 19 y/o el eje del motor 16, por ejemplo, teniendo el eje del compresor unido mecánicamente al eje de la turbina 19 y/o el eje del motor 16 a través de un tren de engranajes del módulo de engranajes 20.Alternatively, compressor 14 and turbine section 18 may each have their own dedicated shaft, for example, for optimal component performance. In this case, the compressor shaft can also be supported only by bearings, all located on the same side of the compressor rotor (s) 14 ', for example, in the gear module housing 21, so that that the compressor rotor (s) 14 'are cantilevered. The compressor rotor (s) 14 'are in drive engagement with the turbine shaft 19 and / or the motor shaft 16, for example, having the compressor shaft mechanically linked to the shaft of the turbine 19 and / or motor shaft 16 through a gear train of gear module 20.

Refiriéndonos aún a la figura 1, el módulo de engranajes 20 es un módulo de engranajes combinado 20, que incluye tanto un tren de engranajes compuesto 68 como uno o más trenes de engranajes accesorios 70 contenidos en la carcasa del módulo de engranajes 21. El eje de la turbina 19 está unido mecánicamente a, y en acoplamiento de accionamiento con el eje del motor 16 a través del tren de engranajes compuesto 68, de modo que la energía mecánica recuperada por la sección 18 de la turbina se compone con la del eje del motor 16. En una realización particular, el tren de engranajes compuesto 68 incluye engranajes desplazados. En una realización particular, los elementos del tren de engranajes compuesto 68 están configurados para definir una relación de reducción que permite que cada módulo funcione a su velocidad de funcionamiento óptima. En consecuencia, la relación de reducción puede depender del tamaño del motor y/o otros factores. En una realización particular, la relación de reducción es de aproximadamente 5:1; también son posibles otros valores.Still referring to Figure 1, gear module 20 is a combined gear module 20, which includes both a composite gear train 68 and one or more accessory gear trains 70 contained in the gear module housing 21. The shaft of turbine 19 is mechanically linked to, and in drive coupling with, motor shaft 16 through compound gear train 68, so that the mechanical energy recovered by turbine section 18 is compounded with that of the shaft of the motor 16. In a particular embodiment, the compound gear train 68 includes offset gears. In a particular embodiment, the elements of the compound gear train 68 are configured to define a reduction ratio that allows each module to operate at its optimum operating speed. Consequently, the reduction ratio may depend on the size of the motor and / or other factors. In a particular embodiment, the reduction ratio is approximately 5: 1; other values are also possible.

En una realización particular, tener el compresor y los rotores de turbina 14', 26', 27' en un mismo eje 19 permite que el tren de engranajes compuesto 68 sea más ligero, ya que el tren de engranajes compuesto está dimensionado para transmitir solo la porción de la energía de la turbina restante después de accionar el compresor 14.In a particular embodiment, having the compressor and the turbine rotors 14 ', 26', 27 'on the same shaft 19 allows the compound gear train 68 to be lighter, since the compound gear train is dimensioned to transmit only the portion of the turbine power remaining after operating the compressor 14.

Se entiende que también son posibles otros tipos de trenes de engranajes, en particular, aunque no exclusivamente, para otras configuraciones de la posición relativa entre los módulos. Por ejemplo, en una realización alternativa, la sección de turbina 18 y/o la sección del compresor 14 puede colocarse de manera que sus componentes giratorios giren coaxialmente con el eje del motor 16, y un sistema de engranajes planetarios puede proporcionar el enlace mecánico y el acoplamiento de accionamiento entre el eje del motor 16 y el eje de la sección de la turbina 18 y/o sección del compresor 14. También son posibles otras configuraciones.It is understood that other types of gear trains are also possible, in particular, although not exclusively, for other configurations of the relative position between the modules. For example, in an alternative embodiment, the turbine section 18 and / or the compressor section 14 can be positioned so that their rotating components rotate coaxially with the motor shaft 16, and a planetary gear system can provide the mechanical linkage and the drive coupling between the motor shaft 16 and the shaft of the turbine section 18 and / or compressor section 14. Other configurations are also possible.

Los trenes de engranajes accesorios 70 conectan (enlazan mecánicamente) uno o más accesorios 72 con el eje del motor 16 y/o el eje de la turbina 19. Los accesorios 72 están montados en la misma cara de la carcasa del módulo de engranajes 21 que el módulo del compresor 24 y pueden incluir, entre otros, uno o cualquier combinación de los siguientes: motor de arranque, bomba de combustible, bomba de aceite, bomba de refrigerante, bomba hidráulica de la aeronave, compresor de aire acondicionado para la aeronave, generador, alternador, alternador de imán permanente. En una realización particular, el tren de engranajes accesorio 70 incluye un sistema de engranajes desplazados. También son posibles otras configuraciones, que incluyen, entre otras, la combinación de sistemas de engranajes planetarios y desplazados.Accessory gear trains 70 connect (mechanically link) one or more accessories 72 to motor shaft 16 and / or turbine shaft 19. Accessories 72 are mounted on the same face of gear module housing 21 as the compressor module 24 and may include, but is not limited to, one or any combination of the following: starter motor, fuel pump, oil pump, coolant pump, aircraft hydraulic pump, aircraft air conditioning compressor, generator, alternator, permanent magnet alternator. In a particular embodiment, accessory gear train 70 includes an offset gear system. Other configurations are also possible, including but not limited to the combination of planetary and offset gear systems.

Haciendo referencia a las Figs. 3-4, la proximidad del módulo de turbina 28 al módulo del núcleo 22, y el módulo de engranajes 20 ubicado entre el lado caliente (módulo de la turbina 28 y módulo del núcleo 22) y el lado frío (módulo del compresor 24 y accesorios 72) permite la delimitación de una zona de fuego relativamente pequeña, que en una realización particular simplifica el diseño de la góndola de la aeronave y del sistema de extinción de fuego, mejorando la seguridad contra incendios para el resto del conjunto de motor compuesto. En la realización mostrada, el conjunto del motor compuesto 10 incluye un cortafuegos circunferencial 63 que se extiende circunferencialmente alrededor de la carcasa del módulo de engranajes 21 y radialmente hacia fuera desde la misma. El cortafuegos 63 está ubicado de manera que la zona caliente o la zona de fuego se ubica en un lado del mismo, y los accesorios 72 y el módulo del compresor 24 están ubicados en el otro lado del mismo. En una realización particular, la zona caliente incluye el módulo de turbina 28, los tubos de escape 30 y la superficie del módulo del núcleo 22 adyacente a los tubos de escape 30, por ejemplo, a lo largo de un cuadrante de 75 grados que contiene los tubos de escape 30. En la realización mostrada, el módulo de turbina 28 y el módulo del núcleo 22 están ubicados en un lado del cortafuegos 63, y los accesorios 72 y el módulo del compresor 24 están ubicados en el otro lado, es decir, la ubicación axial del cortafuegos 63 está entre la del módulo de turbina 28 y el módulo del núcleo 22, y la de los accesorios 72 y el módulo del compresor 24.Referring to Figs. 3-4, the proximity of the turbine module 28 to the core module 22, and the gear module 20 located between the hot side (turbine module 28 and core module 22) and the cold side (compressor module 24 and accessories 72) allows the delimitation of a relatively small fire zone, which in a particular embodiment simplifies the design of the aircraft nacelle and the fire extinguishing system, improving fire safety for the rest of the compound engine assembly. In the embodiment shown, the compound motor assembly 10 includes a circumferential firewall 63 that extends circumferentially around the gear module housing 21 and radially outward therefrom. The firewall 63 is located so that the hot zone or the fire zone is located on one side of it, and the accessories 72 and compressor module 24 are located on the other side thereof. In a particular embodiment, the hot zone includes the turbine module 28, the exhaust pipes 30, and the surface of the core module 22 adjacent to the exhaust pipes 30, for example, along a 75-degree quadrant containing the exhaust pipes 30. In the embodiment shown, the turbine module 28 and the core module 22 are located on one side of the firewall 63, and the accessories 72 and the compressor module 24 are located on the other side, ie , the axial location of the firewall 63 is between that of the turbine module 28 and the core module 22, and that of the accessories 72 and the compressor module 24.

Se proporcionan cortafuegos adicionales para aislar el sistema de combustible 13 de la zona caliente, incluido el módulo de turbina caliente 28 y los tubos de escape de la turbina 30. En la realización de la figura 3, dos cortafuegos axiales 65, 67 se extienden desde el cortafuegos circunferencial 63; los cortafuegos axiales 65, 67 se extienden axialmente a lo largo del módulo del núcleo 22 y radialmente hacia fuera desde el mismo. Estos dos cortafuegos axiales 65, 67 están espaciados circunferencialmente entre sí de manera que el sistema de combustible 13 está situado entre ellos; uno de los cortafuegos 65 puede estar situado en o cerca de la posición del punto muerto superior de los motores rotativos 12'. En la realización mostrada, los cortafuegos axiales 65, 67 están ubicados respectivamente en o alrededor de la posición de las 12 en punto (punto muerto superior) y la posición de las 4 en punto. Un cortafuegos circunferencial adicional 69 está separado axialmente del primer cortafuegos circunferencial 63 y se extiende entre los cortafuegos axiales 65, 67, circunferencialmente alrededor de parte del módulo del núcleo 22, y radialmente hacia fuera desde el módulo del núcleo 22. El sistema de combustible 13 queda así encerrado en un perímetro definido por los cortafuegos 63, 65, 67, 69, que lo separan del módulo de turbina 28, accesorios 72 y módulo del compresor 24. Additional firewalls are provided to isolate the fuel system 13 from the hot zone, including the hot turbine module 28 and the turbine exhaust pipes 30. In the embodiment of Figure 3, two axial firewalls 65, 67 extend from the circumferential firewall 63; axial fires 65, 67 extend axially along core module 22 and radially outward therefrom. These two axial fires 65, 67 are circumferentially spaced from each other so that the fuel system 13 is located between them; one of the firewalls 65 may be located at or near the top dead center position of the rotary motors 12 '. In the embodiment shown, the axial fires 65, 67 are respectively located at or around the 12 o'clock position (top dead center) and the 4 o'clock position. A further circumferential firewall 69 is axially spaced from the first circumferential firewall 63 and extends between the axial firewalls 65, 67, circumferentially around part of the core module 22, and radially outward from the core module 22. The fuel system 13 It is thus enclosed in a perimeter defined by the firewalls 63, 65, 67, 69, which separate it from the turbine module 28, accessories 72 and the compressor module 24.

En una realización particular, los cortafuegos 63, 65, 67, 69 se extienden radialmente hacia fuera hasta la posición del contorno de la góndola, de manera que la góndola coopera con el perímetro definido por los cortafuegos 63, 65, 67, 69 para encerrar el sistema de combustible 13 por separado de los accesorios 72, el módulo del compresor 24 y el módulo de la turbina 28, y coopera con el primer cortafuegos circunferencial 63 para encerrar el módulo de turbina 28 y el módulo del núcleo 22 por separado de los accesorios 72 y el módulo del compresor 24. En otra realización, pueden proporcionarse cortafuegos adicionales colocados radialmente hacia dentro del contorno de la góndola para cooperar con los cortafuegos 63, 65, 67, 69 para formar el recinto que contiene el sistema de combustible 13 y el recinto que contiene el módulo de turbina 28 y el módulo del núcleo 22 de forma independiente de la góndola, con el fin de proporcionar recintos más pequeños que los recintos que quedarían definidos por la góndola.In a particular embodiment, the firewalls 63, 65, 67, 69 extend radially outward to the position of the contour of the nacelle, so that the nacelle cooperates with the perimeter defined by the firewalls 63, 65, 67, 69 to enclose the fuel system 13 separately from the accessories 72, the compressor module 24 and the turbine module 28, and cooperates with the first circumferential firewall 63 to enclose the turbine module 28 and the core module 22 separately from the accessories 72 and compressor module 24. In another embodiment, additional firewalls may be provided positioned radially inward around the nacelle contour to cooperate with the firewalls 63, 65, 67, 69 to form the enclosure containing the fuel system 13 and the enclosure containing the turbine module 28 and the core module 22 independently of the nacelle, in order to provide enclosures smaller than the enclosures that would be defined two for the gondola.

En una realización particular, no se incluyen elementos eléctricos o accesorios en el módulo de turbina 28, lo que reduce o elimina el riesgo de incendio en el módulo de turbina 28 en caso de fuga de combustible. Los sensores y elementos eléctricos distintos de los asociados con el módulo del núcleo 22 están todos ubicados en el lado frío del módulo de engranajes 20 donde la temperatura no es lo suficientemente alta como para encender un fuego, y están separados de la zona caliente por el cortafuegos 63; el sistema de combustible 13 está además separado del resto de la zona caliente, incluido el módulo de la turbina 28 y los tubos de escape 30, por los cortafuegos 65, 67, 69, para minimizar aún más el riesgo de incendio.In a particular embodiment, no electrical elements or accessories are included in the turbine module 28, which reduces or eliminates the risk of fire in the turbine module 28 in the event of a fuel leak. Sensors and electrical elements other than those associated with core module 22 are all located on the cold side of gear module 20 where the temperature is not high enough to start a fire, and they are separated from the hot zone by the firewall 63; the fuel system 13 is further separated from the rest of the the hot zone, including the turbine module 28 and the exhaust pipes 30, by the firewalls 65, 67, 69, to further minimize the risk of fire.

Se entiende que en la figura 3, los cortafuegos 63, 65, 67, 69 se han ilustrado esquemáticamente como transparentes por motivos de claridad, para evitar obstruir la vista de los otros componentes del motor 10, pero que tal ilustración no implica la necesidad de que los cortafuegos 63, 65, 67, 69 estén hechos de material transparente. Los cortafuegos 63, 65, 67, 69 son fabricados con cualquier material que sea suficientemente resistente a las altas temperaturas según los requisitos de certificación vigentes. En una realización particular, los cortafuegos 63, 65, 67, 69 están hechos de un material capaz de resistir una temperatura de 2000°F durante 5 minutos. Un ejemplo de material adecuado es el acero, pero se pueden usar otros materiales adecuados.It is understood that in Figure 3, the firewalls 63, 65, 67, 69 have been schematically illustrated as transparent for the sake of clarity, to avoid obstructing the view of the other components of the engine 10, but that such illustration does not imply the need for that the firewalls 63, 65, 67, 69 are made of transparent material. Firewalls 63, 65, 67, 69 are made of any material that is sufficiently resistant to high temperatures according to current certification requirements. In a particular embodiment, the firewalls 63, 65, 67, 69 are made of a material capable of withstanding a temperature of 2000 ° F for 5 minutes. An example of a suitable material is steel, but other suitable materials can be used.

Con referencia a la figura 5, el conjunto de motor compuesto 10 es un conjunto de flujo inverso. El conjunto de motor compuesto 10 incluye un conducto de entrada 74 que tiene una entrada 76 que se comunica con el aire ambiente fuera de o alrededor del conjunto 10, por ejemplo, aire ambiente fuera de una góndola que recibe el conjunto. El conducto de entrada 74 incluye un separador de partículas inercial 78 en su extremo aguas abajo. Inmediatamente después del separador de partículas inercial 78, el conducto de entrada se comunica con un primer conducto 80 que se comunica con el compresor 14 y un segundo conducto 82 que define un conducto de derivación de entrada que se comunica con el aire ambiente fuera de o alrededor del conjunto 10, por ejemplo, a través de la comunicación con el conducto de escape 84 (ver figura 6) del conjunto de motor compuesto 10. El primer conducto 80 define un giro brusco con respecto al conducto de entrada 74 (por ejemplo, extendiéndose aproximadamente perpendicular al mismo), extendiéndose en un ángulo suficiente desde el conducto de entrada 74 de modo que las partículas más pesadas (por ejemplo, hielo, arena) continúen hacia abajo por el segundo conducto 82 en ángulo mientras que el aire sigue el giro brusco del primer conducto 80. La sección del conducto de entrada 74 que define el separador de partículas inercial 78 y los conductos primero y segundo 80, 82 están dimensionados para lograr velocidades de aire adecuadas para asegurar la separación de las partículas.Referring to Figure 5, compound motor assembly 10 is a reverse flow assembly. Compound engine assembly 10 includes an inlet duct 74 having an inlet 76 that communicates with ambient air outside of or around assembly 10, eg, ambient air outside of a nacelle receiving the assembly. Inlet conduit 74 includes an inertial particle separator 78 at its downstream end. Immediately after the inertial particle separator 78, the inlet conduit communicates with a first conduit 80 that communicates with the compressor 14 and a second conduit 82 defining an inlet bypass conduit that communicates with ambient air outside or around assembly 10, for example, through communication with exhaust duct 84 (see figure 6) of compound engine assembly 10. First duct 80 defines a sharp turn relative to inlet duct 74 (eg, extending approximately perpendicular thereto), extending at a sufficient angle from the inlet conduit 74 so that the heavier particles (e.g. ice, sand) continue down the second conduit 82 at an angle while the air follows the spin roughness of the first conduit 80. The section of the inlet conduit 74 that defines the inertial particle separator 78 and the first and second conduits 80, 82 are dimensioned to Set adequate air velocities to ensure particle separation.

Aún refiriéndose a la figura 5, durante el funcionamiento del motor, el aire ambiente penetra en el conjunto de motor compuesto 10 a través de la entrada 76 del conducto de entrada 74 en un extremo del conjunto 10, y circula a través del conducto de entrada 74 en una primera dirección a lo largo del conjunto 10. El aire llega al compresor 14 después de haber pasado por el separador de partículas inercial 78, virado hacia el conducto 80 y circulado a través de un filtro 86. Las paletas de guía de entrada 88 modulan el flujo hacia el compresor 14. El compresor 14 aumenta la presión del aire y lo dirige al núcleo 12 del motor; aunque no se muestra, el flujo de aire entre el compresor 14 y el núcleo del motor 12 puede circular en parte o en su totalidad a través de un intercooler. El núcleo del motor 12 comprime aún más el aire. Se inyecta combustible en el núcleo del motor 12 y se quema, y se extrae trabajo durante el ciclo de expansión del núcleo del motor 12. El escape del núcleo del motor 12 se hace circular a la sección de la turbina 18. Las turbinas extraen más trabajo (por ejemplo, turbina de impulso, a continuación, turbina de presión) para accionar el compresor 14, y el trabajo útil restante se transmite al eje del motor 16 a través del módulo de engranajes 20. La circulación del aire/gases desde el compresor 14 a la sección de turbina 18 se realiza a lo largo de una dirección generalmente opuesta a la de la circulación de aire dentro del conducto de entrada 74, de modo que los gases de escape salen de la sección de turbina 18 cerca del mismo extremo del conjunto 10 que la entrada. 76 del conducto de entrada 74.Still referring to Figure 5, during engine operation, ambient air enters compound engine assembly 10 through inlet 76 of inlet duct 74 at one end of assembly 10, and circulates through inlet duct. 74 in a first direction along assembly 10. The air reaches compressor 14 after passing through inertial particle separator 78, turned into conduit 80, and circulated through filter 86. Inlet guide vanes 88 modulate flow to compressor 14. Compressor 14 increases air pressure and directs it to engine core 12; Although not shown, the air flow between the compressor 14 and the motor core 12 may circulate in part or in whole through an intercooler. The motor core 12 compresses the air further. Fuel is injected into the engine core 12 and burned, and work is extracted during the expansion cycle of the engine core 12. The exhaust from the engine core 12 is circulated to the turbine section 18. The turbines extract more. work (for example, pulse turbine, then pressure turbine) to drive compressor 14, and the remaining useful work is transmitted to motor shaft 16 through gear module 20. Air / gas circulation from the compressor 14 to turbine section 18 is carried along a direction generally opposite to that of airflow within inlet duct 74, so that exhaust gases exit turbine section 18 near the same end of the set 10 than the input. 76 from inlet duct 74.

En la realización mostrada, una fracción del flujo de escape de la turbina se utiliza para anti-congelar/descongelar la entrada 76 del conjunto 10. El escape de la turbina se comunica con un primer conducto de escape 90 que se comunica con el conducto de escape 84 y con un segundo conducto de escape 91 que se comunica con uno o más conductos 92 ubicados en el labio de la entrada 76, que luego también se comunican con el aire ambiente fuera de o alrededor del conjunto 10, por ejemplo directamente, mediante comunicación con el conducto de escape 84, o mediante comunicación con el segundo conducto (conducto de derivación de entrada) 82. Se puede proporcionar una válvula 94 en la entrada del segundo conducto de escape 91 para regular el flujo de aire de escape que circula en el (los) conducto(s) 92 del labio y/o para cerrar el flujo cuando no es necesario descongelar.In the embodiment shown, a fraction of the turbine exhaust flow is used to anti-freeze / thaw the inlet 76 of assembly 10. The turbine exhaust communicates with a first exhaust conduit 90 that communicates with the exhaust conduit. exhaust 84 and with a second exhaust duct 91 communicating with one or more ducts 92 located in the lip of the inlet 76, which then also communicate with ambient air outside or around the assembly 10, for example directly, by communication with the exhaust duct 84, or by communication with the second duct (inlet bypass duct) 82. A valve 94 may be provided at the inlet of the second exhaust duct 91 to regulate the flow of exhaust air circulating in lip passage (s) 92 and / or to shut off flow when defrosting is not necessary.

Además, o como alternativa, el anti-congelamiento podría lograrse con refrigerante caliente de un intercambiador de calor (enfriador) 96 (ver figura 6) del conjunto 10, por ejemplo, haciendo que parte de un flujo de refrigerante caliente salga del núcleo del motor 12 circulando a través de un tubo 98 de serpentín dispuesto en el labio de la entrada 76 antes de circular al intercambiador de calor asociado 96.Additionally, or as an alternative, anti-freeze could be achieved with hot coolant from a heat exchanger (cooler) 96 (see figure 6) of assembly 10, for example, by causing part of a hot coolant flow out of the engine core. 12 circulating through a coil tube 98 disposed in the lip of the inlet 76 before circulating to the associated heat exchanger 96.

Aún con referencia a la figura 5, se puede ver que el eje de la turbina 19 es paralelo y radialmente desplazado desde (es decir, no coaxial a) el eje del motor 16, y que ambos ejes 16, 19 están desplazados radialmente desde (es decir, no coaxiales a) el conducto de entrada 74. En la realización mostrada, los ejes 16, 19 están desplazados radialmente desde un eje central longitudinal 100 de al menos parte del conducto de entrada 74, o de todo el conducto de entrada 74. El flujo de aire dentro del conducto de entrada 74 se produce a lo largo de una dirección correspondiente o sustancialmente correspondiente a la del eje central 100. Se entiende que el eje central 100 puede ser una línea recta (conducto recto) o una línea curva (conducto curvo, por ejemplo, una curva simple, en forma de S). En una realización particular, el eje central 100 es paralelo a los ejes 16, 19. También son posibles otras configuraciones, que incluyen, pero no se limitan a, el eje central 100 que se extiende en un ángulo distinto de cero con respecto a los ejes 16, 19. En realizaciones en las que el conducto de entrada 74 tiene una forma curva (por ejemplo), una línea imaginaria puede definirse como la línea recta que corresponde más estrechamente al eje central curvo del conducto de entrada 74; esta línea imaginaria puede ser paralela a los ejes 16, 19 o extenderse en un ángulo distinto de cero con respecto a los mismos.Still referring to Figure 5, it can be seen that the turbine axis 19 is parallel and radially offset from (i.e., not coaxial to) the engine shaft 16, and that both axes 16, 19 are radially offset from ( ie, non-coaxial a) the inlet conduit 74. In the embodiment shown, the axes 16, 19 are radially offset from a central longitudinal axis 100 of at least part of the inlet conduit 74, or of the entire inlet conduit 74 The flow of air within the inlet duct 74 occurs along a direction corresponding or substantially corresponding to that of the central axis 100. It is understood that the central axis 100 can be a straight line (straight duct) or a curved line. (curved duct, for example, a simple curve, in the shape of an S). In a particular embodiment, the central axis 100 is parallel to the axes 16, 19. Other configurations are also possible, including, but not limited to, the central axis 100 extending at an angle other than zero with respect to the axes 16, 19. In embodiments where the inlet conduit 74 has a curved shape (for example), an imaginary line may defined as the straight line that most closely corresponds to the curved central axis of the inlet conduit 74; this imaginary line can be parallel to axes 16, 19 or extend at an angle other than zero with respect to them.

La figura 6 muestra un ejemplo de posiciones angulares relativas del eje de la turbina 19, la entrada del conjunto 76 y el conducto de entrada 74, un intercambiador de calor de lubricante (por ejemplo, aceite) 102 para enfriar el aceite u otro lubricante circulado a través el conjunto de motor compuesto 10 (por ejemplo, para lubricar los cojinetes de los ejes 16, 19 y el o los rotores del núcleo del motor 12), y el intercambiador de calor de refrigerante 96 (por ejemplo, agua) para enfriar el refrigerante que circula a través de la carcasa del núcleo del motor 12. En una realización particular, la disposición del conjunto de motor compuesto 10 es adecuada para una góndola compacta y aerodinámica con un arrastre mínimo de la aeronave.Figure 6 shows an example of relative angular positions of turbine shaft 19, assembly inlet 76 and inlet passage 74, a lubricant (eg oil) heat exchanger 102 for cooling oil or other circulated lubricant through compound motor assembly 10 (for example, to lubricate shaft bearings 16, 19 and motor core rotor (s) 12), and coolant heat exchanger 96 (for example, water) to cool the coolant circulating through the core shell of the engine 12. In a particular embodiment, the arrangement of the compound engine assembly 10 is suitable for a compact and aerodynamic nacelle with minimal aircraft drag.

El desplazamiento radial del eje de la turbina 19 y del conducto de entrada 74 con respecto al eje del motor 16 permite que los módulos de compresor y turbina 24, 28, el conducto de entrada 74 y los intercambiadores de calor 96, 102 sean regulables alrededor del eje del motor 16, es decir, para disponerse en una variedad de posiciones angulares alrededor del eje del motor 16 para adaptarse a diseños específicos de góndola de la aeronave. Por ejemplo, la configuración de la figura 6 podría modificarse colocando los módulos del compresor y turbina 24, 28 más cerca del escape de la góndola, por ejemplo, más hacia la parte inferior del conjunto 10, para reducir o minimizar la longitud del conducto de escape 84 y/o conductos de escape 90, 91 conectados al conducto de escape 84. La posición angular de la entrada del conjunto 76 y el conducto de entrada 74 alrededor del eje del motor 16 también se puede cambiar para adaptarse a diseños específicos de góndola de la aeronave. Los intercambiadores de calor de refrigerante y lubricante 96, 102 pueden, por ejemplo, estar ubicados en los lados del módulo del núcleo 22, en la parte superior del módulo del núcleo 22, o detrás del módulo del núcleo 22 según sea adecuado para la aeronave particular asociada con el conjunto de motor compuesto 10 y/o para proporcionar una mayor accesibilidad a los intercambiadores de calor 96, 102 y otros componentes para facilitar el mantenimiento, la reparación y/o reemplazo. Los accesorios 72 pueden estar ubicados todos en una misma posición angular, y sincronizados alrededor del módulo del núcleo 22 según se requiera con respecto al espacio disponible para recibir el conjunto de motor compuesto 10. En una realización particular, ubicar todos los accesorios 72 en una misma posición angular permite que todos los accesorios 72 sean accesibles a través de un panel de acceso a un compartimento único.The radial displacement of the axis of the turbine 19 and of the inlet duct 74 with respect to the axis of the motor 16 allows the compressor and turbine modules 24, 28, the inlet duct 74 and the heat exchangers 96, 102 to be adjustable around of the motor shaft 16, that is, to be arranged in a variety of angular positions around the motor shaft 16 to suit specific aircraft nacelle designs. For example, the configuration of Figure 6 could be modified by placing the compressor and turbine modules 24, 28 closer to the nacelle exhaust, for example, further towards the bottom of the assembly 10, to reduce or minimize the length of the exhaust duct. exhaust 84 and / or exhaust ducts 90, 91 connected to exhaust duct 84. The angular position of the assembly inlet 76 and inlet duct 74 around the motor shaft 16 can also be changed to suit specific nacelle designs of the aircraft. The coolant and lubricant heat exchangers 96, 102 may, for example, be located on the sides of the core module 22, on top of the core module 22, or behind the core module 22 as appropriate for the aircraft. Particularly associated with compound motor assembly 10 and / or to provide greater accessibility to heat exchangers 96, 102 and other components to facilitate maintenance, repair, and / or replacement. The accessories 72 can all be located in the same angular position, and synchronized around the core module 22 as required with respect to the space available to receive the compound motor assembly 10. In a particular embodiment, locate all the accessories 72 in a Same angular position allows all accessories 72 to be accessible through a single compartment access panel.

Volviendo a la figura 4, en una realización particular, el conjunto de motor compuesto 10 está montado en la aeronave a través de una jaula de soporte 104 que incluye puntales 106 conectados a dos soportes laterales opuestos 105 unidos a la carcasa 21 del módulo de engranajes 20, y un soporte inferior 105 'también unido a la carcasa 21. En la realización mostrada, la jaula de soporte 104 conecta el conjunto del motor 10 a dos puntos de soporte superior de la aeronave 108 y dos puntos de soporte inferior de la aeronave 108' (por ejemplo, provistos en un mamparo de la aeronave). En cada lado, la jaula de soporte 104 incluye puntales primero y segundo 106 conectados al soporte lateral correspondiente 105, y un tercer puntal 106'' conectado al soporte inferior 105'; los puntales 106, 106' y 106" están conectados a los soportes 105, 105' a través de un aislante 103, que puede incluir, por ejemplo, un material elastomérico adecuado. Los puntales primero y segundo 106, 106' que se extienden desde el mismo soporte lateral 105 están en ángulo uno con respecto al otro de manera que se separen más entre sí a medida que aumenta la distancia desde el soporte lateral 105. El primer puntal 106 está configurado para conectarse al punto de soporte superior correspondiente de la aeronave 108, mientras que el segundo y tercer puntales 106', 106” están configurados para conectarse al punto de soporte inferior correspondiente de la aeronave 108'. Un soporte arqueado 107 se extiende debajo del motor 10 y está conectado a la carcasa 21 del módulo de engranajes 20, y los soportes 105, 105' están unidos a la carcasa 21 a través de la conexión con el soporte arqueado 107. Los puntales 106, 106', 106” están colocados de manera que no se crucen con los tubos de escape 30. En una realización particular, dicha configuración evita cualquier fuga de gas caliente desde los tubos de escape del motor del núcleo 30 hacia el módulo de turbina 28 que incide en la estructura del soporte (incluidos los aisladores 103, sujetadores, etc.) y, por lo tanto, evita comprometer la integridad estructural del soporte que podría resultar de tales fugas que inciden en la estructura del soporte.Returning to Figure 4, in a particular embodiment, the compound engine assembly 10 is mounted on the aircraft through a support cage 104 that includes struts 106 connected to two opposite lateral supports 105 attached to the housing 21 of the gear module. 20, and a lower support 105 'also attached to the housing 21. In the embodiment shown, the support cage 104 connects the engine assembly 10 to two upper support points of the aircraft 108 and two lower support points of the aircraft 108 '(for example, provided on an aircraft bulkhead). On each side, support cage 104 includes first and second struts 106 connected to corresponding side support 105, and a third strut 106 "connected to bottom support 105 '; struts 106, 106 'and 106 "are connected to supports 105, 105' through an insulator 103, which may include, for example, a suitable elastomeric material. First and second struts 106, 106 'extending from the same side support 105 are angled relative to each other so that they are further apart from each other as the distance from the side support 105 increases. The first strut 106 is configured to connect to the corresponding upper support point of the aircraft 108, while the second and third struts 106 ', 106 "are configured to connect to the corresponding lower support point of the aircraft 108'. An arcuate support 107 extends below the engine 10 and is connected to the housing 21 of the engine module. gears 20, and brackets 105, 105 'are attached to casing 21 through connection with arcuate bracket 107. Struts 106, 106', 106 "are positioned so that they do not intersect with exhaust pipes 30 In a particular embodiment, said configuration avoids any leakage of hot gas from the exhaust pipes of the core engine 30 towards the turbine module 28 that impinges on the structure of the support (including the insulators 103, fasteners, etc.) and, therefore, it avoids compromising the structural integrity of the support that could result from such leaks that impinge on the support structure.

En la realización mostrada, la jaula de soporte 104 y los soportes 105, 105' están ubicados fuera de la zona de incendio (módulo de turbina 28 / módulo del núcleo 22). La jaula de soporte 104, incluidos los puntales 106, 106', 106", así como los soportes 105, 105' están ubicados en el "lado frío" de la carcasa del módulo de engranajes 21, y separados del módulo de turbina 28, módulo del núcleo 22 y tubos de escape 30 junto al cortafuegos 63. La jaula de soporte 104 está así completamente contenida dentro de un espacio axial que se extiende axialmente desde una primera ubicación en el extremo frío del conjunto a una segunda ubicación en la carcasa del módulo de engranajes 21, estando el módulo de turbina 28, el módulo del núcleo 22 y los tubos de escape 30 ubicados fuera de este espacio axial. En consecuencia, los puntales 106, 106', 106” no se ven desafiados por la alta temperatura del módulo de turbina 28, los tubos de escape 30 y el módulo del núcleo 22, lo que puede ayudar a mejorar la integridad estructural de la jaula de soporte 104 y de su conexión con el motor 10.In the embodiment shown, support cage 104 and supports 105, 105 'are located outside of the fire zone (turbine module 28 / core module 22). The support cage 104, including the struts 106, 106 ', 106 ", as well as the supports 105, 105' are located on the" cold side "of the gear module housing 21, and separated from the turbine module 28, core module 22 and exhaust pipes 30 adjacent to the firewall 63. The support cage 104 is thus completely contained within an axial space that extends axially from a first location at the cold end of the assembly to a second location in the casing of the gear module 21, with turbine module 28, core module 22, and exhaust pipes 30 located outside of this axial space. Consequently, struts 106, 106 ', 106 "are not challenged by the high temperature. of the turbine module 28, the exhaust pipes 30 and the core module 22, which can help to improve the structural integrity of the support cage 104 and its connection to the engine 10.

Haciendo referencia a las Figs. 7-9 y 10A-10B, se muestra un conjunto de motor compuesto 210 según una realización alternativa, donde los elementos similares o idénticos a los elementos correspondientes del conjunto de motor compuesto 10 se identifican con los mismos números de referencia y no se describirán con más detalle en esta invención. Como se muestra en las Figs. 7-8, el conjunto de motor compuesto 210 está configurado como un motor de eje único de flujo inverso e incluye cinco (5) módulos principales: el módulo del núcleo 22, el módulo de engranajes 20, el módulo de sección fría/compresor 24, el módulo sección caliente/turbina 28, y un módulo de engranajes de reducción 220. En el conjunto de motor compuesto 210, la carga giratoria impulsada por el eje del motor 16 del módulo del núcleo 22 es un propulsor 208. El eje del motor 16 está acoplado al propulsor 208 a través del módulo de engranajes de reducción 220. El módulo del núcleo 12 se representa incluyendo tres (3) motores rotativos 12', pero se entiende que puede usarse cualquier otro número adecuado de motores rotativos o de otros tipos de motores de combustión interna.Referring to Figs. 7-9 and 10A-10B, a compound motor assembly 210 is shown according to an alternative embodiment, where elements similar or identical to corresponding elements of compound motor assembly 10 are identified by the same reference numerals and will not be described with more detail on this invention. As shown in Figs. 7-8, the compound motor assembly 210 is configured as a motor single axis reverse flow module and includes five (5) main modules: the core module 22, the gear module 20, the cold section / compressor module 24, the hot section / turbine module 28, and a gear module of reduction 220. In compound motor assembly 210, the rotating load driven by motor shaft 16 of core module 22 is drive 208. Motor shaft 16 is coupled to drive 208 through reduction gear module 220 The core module 12 is shown to include three (3) rotary engines 12 ', but it is understood that any other suitable number of rotary engines or other types of internal combustion engines may be used.

En la realización mostrada, el módulo de engranajes de reducción 220 comprende un sistema de engranajes planetarios; también son posibles otras configuraciones, que incluyen, entre otras, engranajes descentrados y tren de engranajes descentrado de doble rama. Aunque no se muestran, los accesorios adicionales pueden estar conectados mecánicamente y acoplarse de manera motriz al módulo de engranajes de reducción.In the embodiment shown, the reduction gear module 220 comprises a planetary gear system; Other configurations are also possible, including but not limited to off-center gears and off-center dual-limb gear train. Although not shown, additional accessories may be mechanically connected and power coupled to the reduction gear module.

Con referencia a la figura 9, en uso, el aire ambiente penetra el conjunto de motor compuesto 210 a través de la entrada 76 del conducto de entrada 74, circula a través del conducto de entrada 74, a través del separador de partículas inercial 78, cambia de dirección para circular a través del filtro 86, las paletas guías de entrada 88, el compresor 14, el intercooler opcional 217 (ver figura 10) y el núcleo del motor 12. El escape del núcleo del motor 12 se hace circular a la sección de turbina 18 (que puede incluir dos etapas de turbina como se describió anteriormente), donde se extrae más trabajo para impulsar el compresor. El trabajo útil restante se transmite al eje del motor 16 a través del módulo de engranajes 20. Puede verse que una fracción del flujo de escape de la turbina se puede hacer circular hacia el conducto 92 del labio para evitar la formación de hielo en el labio de la entrada 76, como se describió anteriormente.Referring to Figure 9, in use, ambient air penetrates compound motor assembly 210 through inlet 76 of inlet duct 74, circulates through inlet duct 74, through inertial demister 78, changes direction to circulate through filter 86, inlet guide vanes 88, compressor 14, optional intercooler 217 (see figure 10), and motor core 12. Exhaust from motor core 12 is circulated to the turbine section 18 (which may include two turbine stages as described above), where more work is removed to drive the compressor. The remaining useful work is transmitted to the motor shaft 16 through the gear module 20. It can be seen that a fraction of the turbine exhaust flow can be circulated into the lip passage 92 to prevent ice formation on the lip. from input 76, as described above.

El cortafuegos 63 se extiende desde la carcasa 21 del módulo de engranajes entre la zona de fuego (módulo de turbina 28/ módulo del núcleo 22) y los accesorios 72 y el módulo compresor 24, como se describió anteriormente.The firewall 63 extends from the gear module housing 21 between the fire zone (turbine module 28 / core module 22) and accessories 72 and compressor module 24, as described above.

El conjunto de motor compuesto 210 también incluye un eje de turbina 19 paralelo y radialmente desplazado desde (es decir, no coaxial a) el eje del motor 16, con ambos ejes radialmente desplazados desde (es decir, no coaxiales a) el eje central 100 que se extiende a lo largo de una parte o de la totalidad del conducto de entrada 74. El eje central 100 puede ser paralelo a los ejes 16, 19, puede ser una línea recta que se extiende en un ángulo distinto de cero con respecto al eje 16, 19 o puede ser curvo (por ejemplo, una curva simple, en forma de S). En realizaciones en las que el conducto de entrada 74 tiene una forma curva, una línea imaginaria puede definirse como la línea recta que corresponde más estrechamente al eje central curvo del conducto de entrada 74; esta línea imaginaria puede ser paralela a los ejes 16, 19 o extenderse en un ángulo distinto de cero con respecto a los mismos. El desplazamiento radial del eje de la turbina 19 y del conducto de entrada 74 con respecto al eje del motor 16 permite que los módulos de compresor y turbina 24, 28, el conducto de entrada 74 y los intercambiadores de calor 96, 102 se puedan sincronizar alrededor del eje del motor 16, es decir, disponerse en una variedad de posiciones angulares alrededor del eje del motor 16 para adaptarse a diseños de góndolas de aeronaves específicas, como se describió anteriormente.Compound motor assembly 210 also includes a turbine shaft 19 parallel and radially offset from (i.e., non-coaxial to) motor shaft 16, with both shafts radially offset from (i.e., non-coaxial to) central shaft 100. extending along part or all of the inlet conduit 74. The central axis 100 may be parallel to the axes 16, 19, it may be a straight line extending at an angle other than zero with respect to the shaft 16, 19 or it can be curved (for example, a simple curve, S-shaped). In embodiments where the inlet conduit 74 has a curved shape, an imaginary line can be defined as the straight line that most closely corresponds to the curved central axis of the inlet conduit 74; this imaginary line can be parallel to axes 16, 19 or extend at an angle other than zero with respect to them. The radial displacement of the axis of the turbine 19 and of the inlet duct 74 with respect to the axis of the motor 16 allows the compressor and turbine modules 24, 28, the inlet duct 74 and the heat exchangers 96, 102 to be synchronized around the axis of the engine 16, that is, arranged in a variety of angular positions around the axis of the engine 16 to accommodate specific aircraft nacelle designs, as described above.

Con referencia a la figura 10A, el conjunto de motor compuesto 210 también incluye una jaula de soporte 204 que incluye puntales en ángulo 206, 206' conectados a dos soportes laterales opuestos 105 unidos a la carcasa 21 del módulo de engranajes 20 a través de un soporte en arco 107, y puntales en ángulo 206" conectados a un soporte inferior 105' también unido al conjunto de motor 210 a través de un soporte arqueado adicional 207 espaciado axialmente del primer soporte arqueado 107, por ejemplo configurado para soportar el módulo de engranajes de reducción 220. En esta realización, la jaula de soporte 204 incluye en cada lado un primer y segundo puntales 206, 206' conectados al correspondiente soporte lateral 105, y un tercer puntal 206” conectado al soporte inferior 105'. Los puntales primero y segundo 206, 206' que se extienden desde el mismo soporte lateral 105 están formados en ángulo uno con respecto al otro de manera que se separan más entre sí a medida que aumenta la distancia desde el soporte lateral 105. El primer puntal 206 está configurado para conectarse al punto de soporte superior correspondiente de la aeronave 108, mientras que el segundo y tercer puntales 206', 206” están configurados para conectarse al punto de soporte inferior correspondiente de la aeronave 108'. Se proporciona un enlace 209 en cada lado para interconectar los dos soportes arqueados 107, 207.Referring to Figure 10A, compound motor assembly 210 also includes a support cage 204 that includes angled struts 206, 206 'connected to two opposing side supports 105 attached to housing 21 of gear module 20 through a arched bracket 107, and angled struts 206 "connected to a lower bracket 105 'also attached to motor assembly 210 through an additional arcuate bracket 207 axially spaced from the first arcuate bracket 107, for example configured to support the gear module reduction gear 220. In this embodiment, the support cage 204 includes on each side a first and second struts 206, 206 'connected to the corresponding lateral support 105, and a third strut 206 "connected to the lower support 105'. The first and second struts second 206, 206 'extending from the same side support 105 are formed at an angle relative to each other so that they become further apart from each other as the distance d increases From the side support 105. The first strut 206 is configured to connect to the corresponding upper support point of the aircraft 108, while the second and third struts 206 ', 206 "are configured to connect to the corresponding lower support point of the aircraft. 108 '. A link 209 is provided on each side to interconnect the two arcuate supports 107, 207.

Como se describió anteriormente, en una realización particular, la jaula de soporte 204 y los soportes 105 están separados del módulo de turbina 28, el módulo de núcleo 22 y los tubos de escape 30 por el cortafuegos 63. Además, dado que en esta realización los terceros puntales 206" y los enlaces 209 se extienden hacia el lado del cortafuegos 63 donde se encuentra la zona caliente (por ejemplo, módulo de turbina 28, tubos de escape 30 y parte del módulo del núcleo 22 adyacente a los tubos de escape 30), un cortafuegos se extiende transversalmente al cortafuegos 63, entre los elementos de la jaula de soporte 204 (puntales 206” y enlaces 209) y los tubos de escape 30, es decir, entre los elementos de la jaula de soporte 204 y la zona caliente. Dependiendo de su posición, este cortafuegos puede ser uno de los cortafuegos 65, 67 descritos anteriormente o un cortafuegos adicional 165 (como se muestra).As described above, in a particular embodiment, the support cage 204 and the supports 105 are separated from the turbine module 28, the core module 22 and the exhaust pipes 30 by the firewall 63. Furthermore, since in this embodiment the third struts 206 "and links 209 extend towards the side of the firewall 63 where the hot zone is located (eg, turbine module 28, exhaust pipes 30 and part of the core module 22 adjacent to the exhaust pipes 30 ), a firewall extends transversely to the firewall 63, between the elements of the support cage 204 (struts 206 ”and links 209) and the exhaust pipes 30, that is, between the elements of the support cage 204 and the zone Depending on its position, this firewall can be one of the firewalls 65, 67 described above, or an additional firewall 165 (as shown).

En la realización mostrada, la jaula de soporte 204 y los soportes 105, 105' están ubicados fuera de la zona caliente. La jaula de soporte 204, incluidos los puntales 206, 206', 206", así como los soportes 105, 105' están separados del módulo de turbina 28, los tubos de escape 30 y parte del módulo del núcleo 22 adyacente a los tubos de escape 30 por los cortafuegos 63 y 165. En consecuencia, los puntales 206, 206', 206" no son desafiados por la temperatura caliente del módulo de turbina 28, los tubos de escape 30 y el módulo del núcleo 22, que pueden ayudar a mejorar la integridad estructural de la jaula de soporte 204 y de su conexión con el conjunto del motor 210.In the embodiment shown, support cage 204 and supports 105, 105 'are located outside of the hot zone. The support cage 204, including the struts 206, 206 ', 206 ", as well as the supports 105, 105' are separated from the turbine module 28, the exhaust pipes 30 and part of the core module 22 adjacent to the exhaust pipes. exhaust 30 by firewalls 63 and 165. Consequently, struts 206, 206 ', 206 "are not challenged by temperature turbine module 28, exhaust pipes 30, and core module 22, which can help improve the structural integrity of support cage 204 and its connection to engine assembly 210.

Se entiende que la configuración de la jaula de soporte del conjunto del motor 201 puede diferir de la mostrada; por ejemplo, la jaula de soporte 104 de la figura 4 puede usarse con el conjunto de motor 210. De manera similar, la jaula de soporte 204 de la figura 10A puede usarse con el conjunto de motor 10. También son posibles otras configuraciones. Por ejemplo, la jaula de soporte 104, 204 puede incluir puntales adicionales.It is understood that the configuration of the support cage of the motor assembly 201 may differ from that shown; for example, support cage 104 of Figure 4 can be used with motor assembly 210. Similarly, support cage 204 of Figure 10A can be used with motor assembly 10. Other configurations are also possible. For example, support cage 104, 204 may include additional struts.

Haciendo referencia a las Figs. 11-12, se muestra un conjunto de motor compuesto 310 según una realización alternativa, donde los elementos similares o idénticos a los elementos correspondientes de los conjuntos de motor compuesto 10, 210 se identifican con los mismos números de referencia y no se describirán más en esta invención. El conjunto de motor compuesto 310 está configurado como un motor de un solo eje de flujo inverso e incluye cuatro (4) módulos principales: el módulo del núcleo 22, el módulo de sección fría/compresor 24, el módulo de sección caliente/turbina 28, y el módulo de engranajes que incluye un primer y segundo submódulos o partes 320, 320' que cooperan para definir juntos un módulo similar al módulo de engranajes 20 descrito anteriormente. Aunque no se muestra, el conjunto de motor compuesto 310 podría configurarse como un motor turbohélice con un módulo de engranajes de reducción.Referring to Figs. 11-12, a compound motor assembly 310 is shown according to an alternative embodiment, where elements similar or identical to corresponding elements of the compound motor assemblies 10, 210 are identified by the same reference numerals and will not be described further in this invention. Composite motor assembly 310 is configured as a reverse flow single shaft motor and includes four (4) main modules: core module 22, cold section / compressor module 24, hot section / turbine module 28 , and the gear module including first and second sub-modules or parts 320, 320 'that cooperate to together define a module similar to the gear module 20 described above. Although not shown, the compound engine assembly 310 could be configured as a turboprop engine with a reduction gear module.

En una realización particular, el conjunto de motor compuesto 310 está, además de su módulo de engranajes 320, 320' configurado de manera similar o idéntica al conjunto de motor compuesto 10 o al conjunto de motor compuesto 210 descrito anteriormente; por consiguiente, se entiende que cualquier elemento y combinación de elementos de los conjuntos 10, 210 como se describió anteriormente, se puede utilizar en el conjunto 310.In a particular embodiment, the compound motor assembly 310 is, in addition to its gear module 320, 320 'configured in a similar or identical manner to the compound motor assembly 10 or to the compound motor assembly 210 described above; therefore, it is understood that any element and combination of elements in sets 10, 210 as described above, can be used in set 310.

La primera parte 320 del módulo de engranajes incluye una carcasa 321 que contiene (por ejemplo, que encierra) una primera parte 368 del tren de engranajes compuesto (mostrado aquí como un engranaje de piñón), y la segunda parte 320' del módulo de engranajes incluye una carcasa 321' que contiene una parte complementaria 368' del tren de engranajes compuesto. Las dos carcasas de módulo de engranajes 321, 321' están interconectadas de forma desmontable; en la realización mostrada, las carcasas 321, 321' incluyen bridas complementarias 323, 323' que están atornilladas juntas con un espaciador de ajuste 331 entre ellas. Sin embargo, se puede utilizar cualquier otro tipo de conexión adecuado, incluidos, entre otros, los descritos anteriormente.The first gear module part 320 includes a housing 321 that contains (for example, enclosing) a first compound gear train part 368 (shown here as a pinion gear), and the second gear module part 320 ' includes a housing 321 'containing a complementary portion 368' of the composite gear train. The two gear module housings 321, 321 'are removably interconnected; In the embodiment shown, housings 321, 321 'include mating flanges 323, 323' that are bolted together with a fitting spacer 331 between them. However, any other suitable type of connection may be used, including but not limited to those described above.

El eje de la turbina 19, al cual los rotores del módulo de la turbina 28 y del módulo del compresor 24 están conectados (por ejemplo, rígidamente conectados, formados integralmente, unidos a, o cualquier otro tipo de conexión que permita que los rotores giren junto con el eje a la misma velocidad), se extiende a través de la segunda parte 320' del módulo de engranajes. Las partes 368, 368' del tren de engranajes compuesto cooperan para enlazar mecánicamente y enganchar de manera motriz el eje 19 de la turbina con el eje 16 del motor. Los rotores del módulo de la turbina 28 y del módulo del compresor 24 están en voladizo, y los cojinetes 64 que soportan el eje de la turbina 19 están contenidos dentro de la carcasa 321' de la segunda parte 320' del módulo de engranajes, sin que se proporcionen cojinetes adicionales fuera del módulo de engranajes. Alternativamente, el módulo de la turbina 28 y el módulo del compresor 24 pueden tener cada uno su propio eje dedicado. El módulo del compresor 24 y el módulo de la turbina 28 no incluyen cojinetes y, por tanto, no forman parte del sistema de circulación de lubricante de cojinetes, que está contenido dentro de la carcasa 321' del segundo módulo de engranajes.The turbine shaft 19, to which the rotors of the turbine module 28 and the compressor module 24 are connected (e.g., rigidly connected, integrally formed, attached to, or any other type of connection that allows the rotors to rotate together with the shaft at the same speed), it extends through the second part 320 'of the gear module. Parts 368, 368 'of the compound gear train cooperate to mechanically link and drive engagement the turbine shaft 19 with the motor shaft 16. The rotors of the turbine module 28 and the compressor module 24 are cantilevered, and the bearings 64 that support the turbine shaft 19 are contained within the housing 321 'of the second part 320' of the gear module, without that additional bearings are provided outside of the gear module. Alternatively, the turbine module 28 and the compressor module 24 may each have their own dedicated shaft. Compressor module 24 and turbine module 28 do not include bearings and therefore are not part of the bearing lubricant circulation system, which is contained within housing 321 'of the second gear module.

La carcasa del módulo del compresor 25 está ubicada fuera de las carcasas del módulo de engranajes 321, 321', y está montada en una cara de la segunda carcasa del módulo de engranajes 321' (por ejemplo, interconectada de manera desmontable a través de cualquier tipo de conexión adecuado, incluyendo, pero no limitado a los descritos anteriormente). La carcasa del módulo de la turbina 29 también está ubicada fuera de las carcasas del módulo de engranajes 321, 321', y está montada en la cara de la segunda carcasa del módulo de engranajes 321' opuesta a la que recibe la carcasa del módulo del compresor 25 (por ejemplo, interconectada de manera separable a través de cualquier tipo adecuado de conexión, incluidos, entre otros, los descritos anteriormente).The compressor module housing 25 is located outside of the gear module housings 321, 321 ', and is mounted on one face of the second gear module housing 321' (e.g., removably interconnected through any suitable connection type, including, but not limited to, those described above). The turbine module housing 29 is also located outside of the gear module housings 321, 321 ', and is mounted on the face of the second gear module housing 321' opposite that which receives the gear module housing. compressor 25 (eg, detachably interconnected via any suitable type of connection, including, but not limited to, those described above).

La primera parte 320 del módulo de engranajes incluye uno o más trenes de engranajes accesorios (no mostrados) contenidos en la primera carcasa 321 del módulo de engranajes. Los accesorios (no mostrados) están montados en una cara de la primera carcasa del módulo de engranajes 321 en un mismo lado del módulo de engranajes 320, 320' que el módulo del compresor 25.The first gear module part 320 includes one or more accessory gear trains (not shown) contained in the first gear module housing 321. The accessories (not shown) are mounted on one face of the first gear module housing 321 on the same side of the gear module 320, 320 'as the compressor module 25.

Las carcasas separadas del módulo de engranajes 321,321' pueden permitir que el módulo de la turbina 28, el módulo del compresor 24 y la segunda parte 320' del módulo de engranajes se separen del resto del motor 310 mientras permanecen interconectados entre sí para definir un "módulo de turbo maquinaria» que puede ser reemplazado o reparado independientemente del resto del motor 310.Separate gear module housings 321,321 'may allow turbine module 28, compressor module 24, and second gear module part 320' to be separated from the rest of motor 310 while remaining interconnected with each other to define a " turbo machinery module »that can be replaced or repaired independently of the rest of the 310 engine.

En una realización particular, las carcasas 321, 321' del módulo de engranajes separadas permiten que la segunda carcasa 321' adyacente al módulo 28 de la turbina esté hecha de un material más resistente al calor que el de la primera carcasa 321, que puede ayudar a minimizar los requisitos de enfriamiento y/o requisito de protección térmica, en contraposición a una carcasa del módulo de engranajes única hecha completamente del material de la primera carcasa 321. En una realización particular, la primera carcasa 321 está hecha de aluminio y la segunda carcasa 321' está hecha de acero.In a particular embodiment, the separate gear module housings 321, 321 'allow the second housing 321' adjacent to the turbine module 28 to be made of a more heat resistant material than the first housing 321, which can help to minimize cooling requirements and / or thermal protection requirement, as opposed to a single gear module housing made entirely of the material of the first housing 321. In a particular embodiment, the first housing 321 is made of aluminum and the second 321 'casing it is made of steel.

Aunque no se muestra, el motor 310 incluye soportes para acoplarse con una estructura de soporte, tal como una jaula de soporte 104, 204 como se describió anteriormente. En una realización particular, los soportes están conectados a la primera carcasa del módulo de engranajes 321.Although not shown, motor 310 includes brackets to mate with a support structure, such as a support cage 104, 204 as described above. In a particular embodiment, the supports are connected to the first gear module housing 321.

Aunque se han mostrado ejemplos del conjunto de motor compuesto 10, 210, 310 como conjuntos de motor turboeje y turbohélice, se entiende que los conjuntos de motor compuesto pueden diseñarse para otros usos, que incluyen, pero no se limitan a, su uso como unidad auxiliar de energía.Although examples of the compound engine assembly 10, 210, 310 have been shown as turboshaft and turboprop engine assemblies, it is understood that the compound engine assemblies may be designed for other uses, including, but not limited to, use as a unit. auxiliary power.

La descripción anterior pretende ser solo ilustrativa, y un experto en la técnica reconocerá que se pueden realizar cambios en las realizaciones descritas sin apartarse del alcance de la invención descrita. Las modificaciones que entran dentro del alcance de la presente invención serán evidentes para los expertos en la técnica, a la luz de una revisión de esta descripción, y se pretende que tales modificaciones entren dentro de las reivindicaciones adjuntas. The foregoing description is intended to be illustrative only, and one skilled in the art will recognize that changes can be made to the described embodiments without departing from the scope of the disclosed invention. Modifications that fall within the scope of the present invention will be apparent to those skilled in the art, in light of a review of this disclosure, and such modifications are intended to fall within the appended claims.

Claims

1. A compound motor assembly (10, 210, 310) comprising:

a motor core (12);

a turbine section (18) having an inlet in fluid communication with an outlet of the motor core (12), the turbine section (18) including at least one turbine rotor (26 ', 27') connected to a shaft turbine (19), the turbine shaft (19) in drive engagement with the motor shaft (16);

a compressor (14) having an outlet in fluid communication with an inlet of the motor core (12), the compressor (14) including at least one compressor rotor (14 ') in drive engagement with at least one of the shafts of the turbine (19) and the motor shaft (16);

a casing (21, 321, 321 ') connected to the turbine section (18), the compressor (14) and the motor core (12); and a support cage (104) for mounting the compound engine assembly (10, 210, 310) on an aircraft, the support cage (104) including a plurality of struts (106, 106 ', 106 ", 206, 206 ', 206 ") connected to supports (105) attached to the housing (21, 321, 321') outside a hot zone that includes the turbine section (18), struts (106, 106 ', 106", 206 , 206 ', 206 ") being separated from the hot zone by at least one firewall (63, 65, 67, 69);

characterized by:

The engine core (12) includes at least one internal combustion engine (12 ') in drive engagement with the engine shaft (16);

the inlet of the turbine section (18) is in fluid communication with the outlet of the engine core (12) through at least one exhaust pipe (30),

The hot zone further includes at least one exhaust pipe (30) and a part of the engine core (12) adjacent to at least one exhaust pipe (30); Y

The casing (21, 321, 321 ') is a casing (21, 321, 321') of a gear module (20, 220, 320, 320 '), the compressor (14) being located on one side of the casing (21, 321, 321 '), with the turbine section (18) and the motor core (12) located on the opposite side of the casing (21, 321, 321'), the turbine shaft ( 19) through the gear module (20, 220, 320, 320 ') and being in drive engagement with the motor shaft (16) through a gear train (68, 368, 368') of the gear module gears (20, 220, 320, 320 '), at least one compressor rotor (14') being connected to the turbine shaft (19).

The compound engine assembly as defined in claim 1, wherein all of the struts (106, 106 ', 106 ", 206, 206', 206") extend from the supports (105) away from the turbine section (18) and motor core (12).

The compound motor assembly as defined in claim 1 or 2, wherein at least one firewall (63, 65, 67, 69) includes a firewall (63) extending radially outward from the housing (21, 321 , 321 '), the firewall (63) being located between the supports (105) and the hot zone.

The compound motor assembly as defined in any preceding claim, wherein the compressor (14) is located on one side of the casing (21, 321, 321 '), the hot zone being located on the opposite side of the casing. (21, 321, 321 '), the at least one firewall (63, 65, 67, 69) includes a first firewall (63) extending radially outward from the housing (21, 321, 321') between the supports (105) and the hot zone, the plurality of struts (106, 106 ', 106 ", 206, 206', 206") that include at least one strut (206 ") that extends on the same side of the first firewall ( 63) than the hot zone, the at least one firewall (63, 65, 67, 69) including a second firewall (65, 67, 165) extending transversely from the first firewall (63) between at least one strut (206 ”) And the hot zone.

The compound motor assembly as defined in any preceding claim, wherein the supports (105) include two side supports (105) connected to opposite sides of the housing (21) and a bottom support (105 '), and the plurality of struts (106, 106 ', 106 ", 206, 206', 206") include, on each side of the support cage (104):

two struts (106, 106 ', 206, 206') extending from one of the two corresponding side supports (105) for connection to two different aircraft support points (108), the two struts (106, 106 ', 206, 206') being angled to each other so that they extend further from each other as the distance from the side support (105) increases, and

an additional strut (106 ", 206") extending from the lower bracket (105 ') for connection to one of the two different support points of the aircraft (108).

6. The compound motor assembly as defined in claim 1, wherein:

the turbine section (18) is outside the gear module housing (21, 321, 321 ');

the compressor (14) is outside the gear module housing (21, 321, 321 ');

The support cage (104) is completely separated from the turbine section (18) and from at least one tube of escape (30) through at least one firewall (63, 65, 67, 69).

The compound motor assembly as defined in claim 6, wherein at least one firewall (63, 65, 67, 69) includes a first firewall (63) extending radially outward from the gear module housing ( 21, 321, 321 '), with the turbine section (18) and the motor core (12) located on the same side of the first firewall (63) and the compressor (14) and the support cage (104) are located on the opposite side of the first firewall (63), the support cage (104) including at least one strut (206 ") that extends on the same side of the first firewall (63) as the turbine section (18) and the motor core (12), the at least one firewall (63, 65, 67, 69) including a second firewall (65, 67, 165) extending transversely from the first firewall (63) between at least one strut ( 206 ") and the turbine section (18) and between at least one strut (206") and at least one exhaust pipe (30).

The compound motor assembly as defined in claim 6 or 7, wherein the support cage (104) is completely contained within an axial space extending axially from a first location at a cold end of the assembly (10) to a second location in the gear module housing (21, 321, 321 '), the turbine section (18) and motor core (12) being located outside the axial space.

The compound engine assembly as defined in claim 8, wherein the support cage (104) includes a plurality of struts (106, 106 ', 106 ", 206, 206', 206") extending from the gear module housing (21, 321, 321 ') toward the cold end of the assembly (10).

The compound engine assembly as defined in any one of claims 6 to 9, wherein the support cage (104) includes, on each side thereof:

two struts (106, 106 ', 206, 206') extending from the same side support (105) connected to the gear housing (21, 321, 321 ') for connection to two different support points of the aircraft (108), the two struts (106, 106 ', 206, 206') are angled to each other so that they extend further from each other as the distance from the side support (105) increases, and

an additional strut (106 ", 206") extending from a lower support (105 ') for connection to one of the two different support points of the aircraft (108).

The compound motor assembly as defined in claim 10, wherein each side bracket (105) is connected to the gear housing (21, 321, 321 ') through an additional bracket (107) extending below from the gear module (20).

12. The compound engine assembly as defined in any of claims 6-11, wherein the at least one compressor rotor (14 ') is connected to the turbine shaft (19), the turbine shaft (19) extending ) through the gear module (20).

The compound engine assembly as defined in any one of claims 6-12, wherein the turbine axis (19) and the engine axis (16) are parallel and radially spaced from each other.

The compound engine assembly as defined in any preceding claim, wherein at least one of the internal combustion engines (12 ') includes a rotor (34) hermetically and rotatably housed within a respective internal cavity to provide chambers. rotaries (40) of variable volume in the respective internal cavity, the rotor (34) having three vertex portions (36) that separate the rotary chambers (40) and mounted for eccentric revolutions within the respective internal cavity, the internal cavity having respective an epitrochoid form with two lobes.

The compound engine assembly as defined in any preceding claim, wherein the turbine section (18) includes a first stage turbine (26) having an inlet in fluid communication with the outlet of the engine core (12) , and a second stage turbine (27) having an inlet in fluid communication with an outlet of the first stage turbine (26).

16. The compound engine assembly as defined in any of the preceding claims, wherein the first stage turbine (26) is configured as a drive turbine with a pressure-based reaction ratio having a value of at most 0.2, with the second stage turbine (27) having a higher reaction ratio than that of the first stage turbine (26).