ES2920835T3 - Unidad de suministro de aire auxiliar para una aeronave - Google Patents

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ES2920835T3 ES16809450T ES16809450T ES2920835T3 ES 2920835 T3 ES2920835 T3 ES 2920835T3 ES 16809450 T ES16809450 T ES 16809450T ES 16809450 T ES16809450 T ES 16809450T ES 2920835 T3 ES2920835 T3 ES 2920835T3
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Abstract

Una unidad de alimentación secundaria para una aeronave comprende: un motor de turbina de gas que tiene al menos un eje de accionamiento, unos compresores de carga individuales incluyendo un primer y segundo compresores de carga, ambos acoplados con el eje de accionamiento, una primera entrada de aire del exterior en comunicación de fluido con el compresor de carga doble, y medios de regulación de flujo acoplados con las salidas del primer y segundo compresores para regular individualmente el flujo generado de aire comprimido. Los medios de regulación de flujo también están adaptados para estar comunicados de forma fluida con una máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave, y un sistema de control está adaptado para alimentar el flujo de aire comprimido como aire de purga a la máquina de ciclo de aire (ACM) de una aeronave cuando el avión está en tierra y cuando está en vuelo. La unidad de alimentación secundaria es capaz de evitar la extracción de aire de purga de los motores principales con el objetivo de reducir el consumo de combustible.

Description

DESCRIPCIÓN
Unidad de suministro de aire auxiliar para una aeronave
Objeto de la invención
La presente invención se refiere en general a sistemas de acondicionamiento de aire de aeronaves basados en aire de purga y a aeronaves que incorporan dichos sistemas de acondicionamiento de aire.
La invención también se refiere a equipos auxiliares para proporcionar energía externa eléctrica, neumática, eléctrica y/o hidráulica a una aeronave.
Un objeto de la invención es proporcionar una Unidad de Alimentación Secundaria para una aeronave que sea capaz de evitar la extracción de aire de purga de los motores principales, o al menos reducir de manera eficiente el aire de purga extraído/suministrado desde los motores principales y, en consecuencia, reducir el consumo de combustible.
Otro objeto de la invención es proporcionar un sistema de acondicionamiento de aire que reduzca hasta un 50% la energía necesaria para el acondicionamiento de la cabina de una aeronave, o incluso más, dependiendo de la fase de vuelo.
Antecedentes de la invención
Las aeronaves comerciales integran habitualmente sistemas de acondicionamiento de aire para suministrar aire acondicionado a una temperatura y presión deseadas a una cabina presurizada. El sistema de acondicionamiento de aire, además de regular la temperatura y la presión de la cabina de aire, también sirve para deshumidificar la cabina y suministrar oxígeno.
Normalmente, los sistemas de acondicionamiento de aire para aeronaves se suministran con aire de purga en forma de aire comprimido caliente que se toma de una etapa de compresor de un motor principal de la aeronave o, alternativamente, el aire comprimido caliente es proporcionado por un compresor accionado por una turbina de gas de una Unidad Auxiliar de Alimentación (UAA) cuando la aeronave está en tierra y los principales motores están detenidos. La extracción de purga de los motores principales normalmente conlleva un pequeño porcentaje de bloque de combustible en el ciclo normal.
Una UAA comprende una turbina de gas, un compresor neumático y/o una bomba hidráulica, una caja de cambios y uno o varios generadores eléctricos, para proporcionar energía eléctrica y/o neumática y/o hidráulica. El uso principal de una UAA es cuando la aeronave está en tierra y los motores principales están detenidos, por lo que no pueden proporcionar a la aeronave la alimentación externa eléctrica, neumática o hidráulica necesaria. Durante el vuelo, la UAA no se utiliza normalmente y los motores principales proporcionan la alimentación hidráulica y eléctrica, así como el aire de purga.
Por otra parte, una Máquina de Ciclo de Aire MCA es el equipo principal de un sistema de acondicionamiento de aire y generalmente está formada por una turbina accionada por aire de purga tomado de un motor principal, de manera que la potencia de la turbina se transmite a un compresor conectado a un eje común. El aire de purga del motor que se vaya a suministrar a la turbina es comprimido por el compresor y luego se suministra a una cabina presurizada.
Dichos sistemas de acondicionamiento de aire convencionales operan a altos niveles de presión y temperatura, por ejemplo, el aire de purga extraído está normalmente a 200 °C.
Estos sistemas de acondicionamiento de aire suelen requerir "Aire dinámico" como un disipador de calor para que el aire de purga utilizado para el acondicionamiento de aire se enfríe por medio de este aire dinámico, así como la compresión, refrigeración intermedia y expansión del aire de purga. Sin embargo, las Puertas dinámicas, cuando se despliegan, conllevan normalmente un aumento del arrastre, que puede variar dependiendo de la necesidad de aire de refrigeración, que puede variar del 0,2 al 1 % del bloque de combustible, o incluso más.
La solicitud de patente PCT WO03/037715 A1 se refiere a un sistema de refrigeración pasivo para una instalación (10) de unidad auxiliar de alimentación (UAA) en una aeronave, teniendo dicha UAA al menos una parte de compresor de un motor de turbina de gas y un refrigerador de combustible contenido por separado dentro de una góndola.
Existe la necesidad de sistemas de acondicionamiento de aire de aeronaves más eficientes que reduzcan el consumo del bloque de combustible.
Sumario de la invención
La presente invención se define en las reivindicaciones adjuntas. Proporciona una unidad auxiliar de alimentación mejorada para una aeronave, que se utiliza para suministrar aire de purga a un sistema de purga de una aeronave durante todas las fases de operación de una aeronave, a saber: estacionado, rodadura, despegue, crucero, descenso y aterrizaje, por lo que la cantidad de aire de purga extraído de los motores principales se reduce o se evita, y a su vez también se reduce el consumo de combustible.
Por lo tanto, un aspecto de la invención se refiere a una unidad de alimentación secundaria para una aeronave adaptada para suministrar aire de purga para una cabina de aeronave, en la que la unidad de alimentación secundaria comprende un motor de turbina de gas que tiene un eje de accionamiento y un compresor de doble carga que incluye un primer y segundo compresores de carga acoplados mecánicamente con el eje de accionamiento.
La unidad de alimentación secundaria comprende adicionalmente una primera entrada de Aire dinámico en comunicación fluídica con el compresor de doble carga para alimentar Aire dinámico al primer y segundo compresores de carga, y medios de regulación de flujo de purga acoplados con las salidas del primer y segundo compresores para regular individualmente su operación y su producción de aire comprimido.
Los medios de regulación de flujo están en comunicación fluídica con una salida de escape para evacuar aire de compensación al exterior, y están adaptados para comunicarse de forma fluídica con una Máquina de Ciclo de Aire (MCA) de una aeronave.
La unidad de alimentación secundaria comprende además un sistema de control adaptado para controlar la operación del primer y segundo compresor y de los medios de regulación de flujo, de modo que el sistema de control está adaptado para proporcionar aire de purga cuando una aeronave está en tierra y durante el vuelo.
A diferencia las UAA de la técnica anterior que solo operan cuando la aeronave está en tierra o en situaciones de emergencia cuando en vuelo pueden proporcionar una fuente de alimentación parcial, ya sea neumática o eléctrica, o ambas, la unidad de alimentación secundaria de la invención está adaptada para operar en todas las etapas de una operación de la aeronave para satisfacer toda la demanda de la aeronave, ya sea eléctrica o neumática o hidráulica, al menos para una operación normal, de modo que la cantidad de aire de purga extraído de los motores principales se reduce significativamente o incluso se evita, consiguiendo de esta manera un ahorro significativo del bloque de combustible.
Los medios de regulación de flujo comprenden una primera válvula de tres vías acoplada con la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías acoplada con la segunda salida del compresor. La primera y segunda válvulas de tres vías están en comunicación fluídica con la salida de escape, y están adaptadas para comunicarse con una Máquina de Ciclo de Aire (MCA) de una aeronave.
Breve descripción de los dibujos
A continuación se describirán realizaciones preferentes de la invención con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
Figura 1.- es una representación esquemática de un ejemplo ilustrativo de una unidad de alimentación secundaria que no entra dentro del ámbito de la invención.
Figura 2.- es una representación esquemática de otro ejemplo ilustrativo de una unidad de alimentación secundaria que no entra dentro del ámbito de la invención.
Figura 3.- es una vista en perspectiva de una sección trasera de una aeronave, que incluye una unidad de alimentación secundaria alojada dentro de un compartimiento de incendio en esta sección trasera.
Figura 4.- es una representación esquemática de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención en comunicación fluídica con una Máquina de Ciclo de Aire (MCA) de una aeronave.
Figura 5.- es una vista en planta desde arriba de una aeronave que muestra la ubicación de la unidad de alimentación secundaria, y su conexión con la instalación de aire de purga de una aeronave.
Realización preferente de la invención
La Figura 1 muestra una realización ilustrativa de una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con la invención, que comprende un motor de turbina de gas (14) que tiene al menos un eje de accionamiento (2) y un compresor de doble carga (3) que incluye un primer y segundo compresores de carga (3a, 3b), ambos acoplados mecánicamente con el eje de accionamiento (2) para proporcionar respectivamente dos flujos de aire comprimido. Preferentemente, el motor tiene un solo eje de accionamiento, pero también se podría utilizar un motor con dos ejes de accionamiento.
Preferentemente, el primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) están provistos de cojinetes lubricados con aire, con el fin de evitar cualquier contaminación de combustible en la cabina.
Para lograr una mayor reducción del bloque de combustible, uno de los compresores de carga está dimensionado para su operación en tierra. Habitualmente, el flujo corregido necesario para la operación en tierra representa la mitad del flujo corregido total en el vuelo, partiendo de ese hecho, la solución preferida es elegir una configuración de compresor de carga doble, dispuesto cara a cara y alimentado por una única entrada de aire, que significa dos compresores idénticos, al menos lo más cerca posible, reduciendo el número de diseño y de fabricación de piezas. En el caso de que la relación entre tierra y vuelo difiera, se elegirían dos dimensionamientos de compresor diferentes.
Una primera entrada de Aire dinámico (4) está en comunicación fluídica con el compresor de doble carga (3) para alimentar Aire dinámico al primer y segundo compresores de carga (3a, 3b), en particular la entrada de Aire dinámico (4) está conectada con una cámara de sobrepresión (5) que reduce la velocidad y distribuye Aire dinámico a ambos compresores (3a, 3b).
Los medios de regulación de flujo (6) están acoplados con la primera y segunda salidas de compresores para regular individualmente los dos flujos de aire comprimido generados. Más específicamente, estos medios de regulación de flujo (6) comprenden una primera válvula de tres vías (6a) que tiene una entrada conectada con la primera salida del compresor, y una segunda válvula de tres vías (6b) que tiene una entrada conectada con la segunda salida del compresor.
Estas válvulas de tres vías (6a, 6b) se puede utilizar para evitar el flujo inverso, de modo que cuando ambos compresores están funcionando, proporcionan la misma presión para que ninguna de ellas compense. Cuando solo está funcionando uno de los compresores para proporcionar flujo de aire a la aeronave, el compresor no operativo se aísla cerrando la válvula de tres vías asociada al mismo, y cuando se detienen los dos compresores, se aíslan cerrando las válvulas de tres vías.
Los medios de regulación de flujo (6) también comprenden aletas de guía de entrada (AGE) (no mostradas) para cada compresor, para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores.
Una salida de la primera y segunda válvulas de tres vías (6a, 6b) están conectadas con la salida de escape (7) para evacuar aire de sobretensión al exterior, y otra salida de las segundas válvulas de tres vías (6a, 6b) están conectadas a una salida general (8) que está adaptada para comunicarse con una Máquina de Ciclo de Aire (MCA) (17) de una aeronave.
La unidad de alimentación secundaria (1) comprende además al menos un generador eléctrico (9), acoplado operativamente con el eje de accionamiento (2) y adaptado para proporcionar energía eléctrica a una aeronave. Opcionalmente, una bomba hidráulica también podría estar acoplada con el eje de accionamiento (2).
Un sistema de control (no mostrado) está adaptado para controlar la operación del primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) y la primera y segunda válvulas de tres vías, para alimentar un flujo de aire comprimido proporcionado por el compresor doble, como aire de purga a una Máquina de Ciclo de Aire (MCA) de una aeronave durante todo un ciclo de operación.
En el ejemplo ilustrativo de la Figura 2, un intercambiador de calor (10) está instalado operativamente en la salida general (8), y se proporciona una segunda entrada de Aire dinámico (11), de manera que se utiliza aire exterior para refrigerar el flujo de aire comprimido proporcionado por el compresor doble (3). El ejemplo ilustrativo de la Figura 2 se prefiere cuando hay necesidad de refrigerar adicionalmente el aire comprimido.
Un circuito primario (12) del intercambiador de calor (10) está conectado entre la segunda entrada de Aire dinámico (11) y la salida de escape (7) a través de un intercambiador de calor de refrigeración de aire (18) utilizado para enfriar la temperatura del combustible del motor (14). Un circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) está conectado entre las salidas de las dos válvulas de tres vías (6a, 6b) y una salida de aire comprimido (8). Con esta disposición, el aire comprimido que fluye a través del circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) es enfriado por el Aire dinámico que fluye a través del circuito primario (12).
En la Figura 2, el intercambiador de calor (10) y el intercambiador de calor de refrigeración de aire (18) están separados entre sí, sin embargo, en otra realización preferente podrían estar montados juntos.
Como se muestra en la Figura 3, una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la invención está instalada en la misma ubicación que una UAA convencional, es decir, alojada dentro de un compartimiento de incendios (15) en una sección trasera (16) de la aeronave. Cabe señalar que no es necesario modificar la arquitectura y el diseño de la sección trasera de la aeronave de manera significativa con respecto a una instalación de uAa habitual. Componentes como: compartimento de incendios, silenciador de entrada, generadores eléctricos, etc., son sustancialmente iguales a los diseños convencionales.
Como se muestra en la Figura 4, una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la invención está en comunicación fluídica con la Máquina de Ciclo de Aire (MCA) (17) de una aeronave, para suministrar aire de purga a la (MCA) (17).
El sistema de control está adaptado (programado) para operar en tres modos diferentes:
Modo 1 - la aeronave está estacionada en tierra.
Para este modo, el sistema de control está adaptado para que un compresor de carga suministre aire a la MCA y el otro compresor de carga no suministre aire, y preferentemente al menos un generador eléctrico esté funcionando, de manera que gran parte del aire de purga y la potencia eléctrica requeridos por la aeronave sean proporcionados por la unidad de alimentación secundaria. Una válvula de tres vías está abierta y la otra está cerrada. Este modo es similar al uso convencional de una UAA.
Modo 2 - la aeronave está rodando, ascendiendo o descendiendo por debajo de 7.620 m (25.000 pies).
Para este modo, el sistema de control está adaptado de manera que el primer y segundo compresores de carga están en funcionamiento, para proporcionar aire de purga a alta presión (aproximadamente 275,79 kPa (40 psia)), de modo que los condensadores se puedan utilizar. Los generadores eléctricos podrían detenerse. Ambas válvulas de tres vías están abiertas en la misma posición. El sistema antihielo de las alas podría ser alimentado o suministrado por la unidad de alimentación secundaria o por los motores principales, y la UAS hace funcionar la MCA. En caso de que no haya necesidad de secar o deshumidificar el aire, el modo 2 se podría evitar y pasar al modo 3.
Modo 3 - la aeronave está a velocidad de crucero, ascendiendo o descendiendo por encima de 7.620 m (25.000 pies).
Para este modo, el sistema de control está adaptado de manera que el primer y segundo compresores están en funcionamiento para proporcionar aire de purga a baja presión (aproximadamente 82,74 kPa (12 psia) como máximo), ligeramente por encima de las necesidades de la cabina. El intercambiador de calor se usa para enfriar el aire de acuerdo con las necesidades del mezclador. Las MCA y los generadores eléctricos están detenidos.
Parte del aire comprimido pasa a través del intercambiador de calor primario y más tarde se desvía a través de una válvula de paso.
El sistema de control puede implementarse de muchas maneras diferentes conocidas para una persona experta en la materia. Convencionalmente, el sistema de control comprendería uno o más dispositivos electrónicos programables, múltiples sensores y accionadores, etc. La adaptación del sistema de control consiste básicamente en un software adecuado almacenado y ejecutado por los dispositivos electrónicos programables.
Cabe señalar en la Figura 5 la ubicación de la unidad de alimentación secundaria (1) de la invención instalada en el cono de cola (16) de una aeronave, y su comunicación con el sistema de purga de la aeronave.
Las unidades de generación de acondicionamiento de aire (UGA) suelen estar instaladas en un compartimento no presurizado en los bajos de la aeronave.
Se ha determinado que la invención es capaz de reducir hasta un 50 % el suministro de energía, dependiendo de la fase de vuelo, en algunos casos incluso más para proporcionar la temperatura y la presión adecuadas a la cabina de una aeronave.

Claims (12)

REIVINDICACIONES
1. Unidad de alimentación secundaria (1) para una aeronave adaptada para suministrar aire de purga para la cabina de una aeronave, comprendiendo la unidad de alimentación secundaria (1):
un motor de turbina de gas (14) que tiene al menos un eje de accionamiento (2),
un compresor de carga doble (3) que incluye un primer compresor de carga (3a) mecánicamente acoplado con el eje de accionamiento (2) para proporcionar un flujo de aire comprimido,
una primera entrada de Aire dinámico (4) en comunicación fluídica con el compresor de carga doble (3) para alimentar Aire dinámico al primer compresor de carga (3a),
medios de regulación de flujo (6) acoplados con la primera salida del compresor (3a) para regular individualmente el flujo generado de aire comprimido,
en la que los medios de regulación de flujo (6) están en comunicación fluídica con una salida de escape (7) del motor (14) para evacuar el exceso de aire al exterior,
y en la que los medios de regulación de flujo (6) también están adaptados para estar comunicados de forma fluídica con una Máquina de Ciclo de Aire (MCA) (17) de una aeronave,
un sistema de control adaptado para controlar la operación del primer compresor de carga (3a) y los medios de regulación de flujo (6),
y en la que el sistema de control está adaptado para alimentar el flujo de aire comprimido como aire de purga a la Máquina de Ciclo de Aire (MCA) (17) de una aeronave cuando la aeronave está en tierra y cuando está en vuelo, un intercambiador de calor (10) una segunda entrada de Aire dinámico (11), en la que un circuito primario (12) del intercambiador de calor (10) está conectado entre la segunda entrada de Aire dinámico (11) y la salida de escape (7) del motor (14);
caracterizada porque la unidad de alimentación secundaria (1) comprende además:
un segundo compresor de carga (3b) acoplado mecánicamente con el eje de accionamiento (2) para proporcionar un flujo de aire comprimido, estando también la primera entrada de aire dinámico (4) en comunicación fluídica con el segundo compresor de carga (3b) para alimentar aire al mismo, estando también los medios de regulación de flujo (6) acoplados con la salida del segundo compresor de carga (3b) para regular individualmente el flujo generado de aire comprimido, estando también el sistema de control adaptado para controlar la operación del segundo compresor de carga (3b);
y porque los medios de regulación de flujo (6) comprenden una primera válvula de tres vías (6a) acoplada de forma fluídica con la salida del primer compresor de carga (3a), y una segunda válvula de tres vías (6b) está acoplada de forma fluídica con la salida del segundo compresor de carga (3b), y en la que la primera y segunda válvulas de tres vías (6a, 6b) están en comunicación fluídica con la salida de escape (7) del motor (14), y están adaptadas para comunicarse con la Máquina de Ciclo de Aire (MCA) (17) de una aeronave;
y porque un circuito secundario (13) del intercambiador de calor (10) está conectado entre las dos válvulas de tres vías (6a, 6b) y una salida de aire comprimido (8) adaptada para comunicarse con la Máquina de Ciclo de Aire (MCA) (17), de manera que el Aire dinámico que fluye a través del circuito primario (12) pueda refrigerar el aire comprimido que fluye a través del circuito secundario (13).
2. Unidad de alimentación secundaria (1) para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende además al menos un generador eléctrico (9) acoplado operativamente con el eje de accionamiento (2) y adaptado para proporcionar energía eléctrica a una aeronave.
3. Unidad de alimentación secundaria (1) para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) están provistos de cojinetes lubricados con aire.
4. Unidad de alimentación secundaria (1) para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado, de manera que cuando el avión está aparcado, un compresor suministra aire a la MCA y el otro compresor no suministra aire, y al menos un generador eléctrico (9) está funcionando, de manera que gran parte del aire de purga y la potencia eléctrica requerida por la aeronave se proporcionan mediante la unidad de alimentación secundaria (1).
5. Unidad de alimentación secundaria (1) para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado adicionalmente, de manera que cuando la aeronave está rodando, ascendiendo o descendiendo por debajo de una primera altura predefinida y los segundos compresores de carga (3a, 3b) están funcionando, para proporcionar aire de purga a alta presión alrededor de una primera presión predefinida.
6. Unidad de alimentación secundaria (1) para una aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en la que el sistema de control está adaptado adicionalmente, de manera que cuando la aeronave está a velocidad de crucero, ascendiendo o descendiendo por encima de una altura predefinida, el primer y segundo compresores de carga (3a, 3b) están funcionando para proporcionar aire de purga a baja presión alrededor de una segunda presión predefinida, utilizándose el intercambiador de calor (10) para enfriar el aire de acuerdo con las necesidades del mezclador, y en la que la Máquina de Ciclo de Aire (MCA) y el generador eléctrico (9) están detenidos.
7. Sistema de acondicionamiento de aire para una aeronave que comprende una máquina de ciclo de aire (MCA) (17) y una unidad de alimentación secundaria de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores en comunicación fluídica con la máquina de ciclo de aire (MCA) (17).
8. Aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire de acuerdo con la reivindicación 7, en la que la unidad de alimentación secundaria (1) está alojada dentro de un compartimiento de incendios (15) en una sección trasera (16) de la aeronave.
9. Aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire de acuerdo con la reivindicación 7, en la que la altura predefinida es de aproximadamente 7.620 m (25.000 pies).
10. Aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire de acuerdo con la reivindicación 7, en la que la primera presión predefinida es de aproximadamente 275,79 kPa (40 psia).
11. Aeronave que comprende un sistema de acondicionamiento de aire de acuerdo con la reivindicación 7, en la que la segunda presión predefinida es de aproximadamente 82,74 kPa (12 psia).
12. Aeronave que comprende una unidad de alimentación secundaria (1) de acuerdo con la reivindicación 1, en la que los medios de regulación de flujo (6) también comprenden aletas de guía de entrada para cada compresor de carga (3a, 3b), para regular individualmente el flujo de aire a través de los compresores de carga (3a, 3b).
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