ES2947461T3

ES2947461T3 - Instalación de aeronave para suministro de aire presurizado

Info

Publication number: ES2947461T3
Application number: ES19382560T
Authority: ES
Inventors: Padilla Juan Tomas Prieto; Gonzalez Esteban Martino; Vega Diego Barron; Zuazo Angel Garcia; Fraile Serafín Escudero
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2019-07-01
Filing date: 2019-07-01
Publication date: 2023-08-09
Anticipated expiration: 2039-07-01
Also published as: EP3760853B1; CN112173131B; CN112173131A; US11623752B2; US20210001990A1; EP3760853A1

Abstract

1) en comunicación fluida con la salida del conducto de refrigeración después de la unión con el conducto de derivación y una salida (5.2) en comunicación fluida con el extremo opuesto del conducto de purga, de manera que cada uno del sistema de purga o el compresor eléctrico o un una combinación de los mismos puede realizar dicho suministro de aire comprimido dependiendo de las condiciones de operación de la aeronave, por ejemplo, la altitud de vuelo o las fases de vuelo específicas. Además, se proporcionan un motor turboventilador (7) y un método para suministrar aire comprimido a equipos consumidores de aire. por ejemplo, la altitud de vuelo o fases de vuelo específicas. Además, se proporcionan un motor turboventilador (7) y un método para suministrar aire comprimido a equipos consumidores de aire. por ejemplo, la altitud de vuelo o fases de vuelo específicas. Además, se proporcionan un motor turboventilador (7) y un método para suministrar aire comprimido a equipos consumidores de aire. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Instalación de aeronave para suministro de aire presurizado

Campo técnico de la invención

La presente invención pertenece al campo de la distribución de aire o sistemas neumáticos en aeronaves, y en particular, se refiere a la provisión de fuentes de aire comprimido optimizadas para suministrar aire presurizado a equipos consumidores de aire.

En particular, o bien un sistema de sangrado de aire, compresores eléctricos o bien una combinación de los mismos pueden realizar tal suministro de aire comprimido dependiendo de las condiciones de operación de la aeronave, por ejemplo, la altitud de vuelo o las fases de vuelo específicas.

De este modo, teniendo en cuenta los parámetros de vuelo, las fuentes específicas de aire comprimido alimentan de manera óptima y selectiva el equipo consumidor de aire según el requerimiento real de aire del mismo. Por lo tanto, se evita el sobredimensionamiento de las instalaciones neumáticas actuales junto con minimizar las pérdidas de energía cuando se operan en escenarios no optimizados.

En la presente memoria se proporciona una instalación de aeronave, que permite la disposición adecuada de tales fuentes de aire comprimido optimizadas dentro del poste de una aeronave.

Antecedentes de la invención

En los motores de turbina de gas, el aire normalmente se toma de las etapas del compresor aguas arriba de la cámara o cámaras de combustión de combustible. De este modo, este aire sangrado está a alta temperatura y alta presión, en donde los valores típicos están comprendidos en el rango de 150-500°C (423-773 K) cuando se extrae del motor, y en el rango de 150-250°C (423-523 K) después de la regulación en un enfriador previo; y 40 psig. (275790 Pa), respectivamente.

Una vez tomado, este aire sangrado se canaliza desde dichas etapas del compresor del motor a diversas ubicaciones dentro de la aeronave por un sistema neumático que comprende a su vez una red de conductos, válvulas y reguladores. En consecuencia, tales medios de canalización se han de adaptar para resistir la alta temperatura y presión del aire sangrado.

Debido a su alta temperatura y presión, este aire sangrado se usa para operar equipos consumidores de aire tales como las Máquinas de Ciclo de Aire del Sistema de Control Ambiental (ECS), el sistema Antihielo del Ala (WAIS) y otros consumidores de aire menores. Dependiendo de los requisitos del consumidor de aire a ser alimentado, se puede necesitar un amplio rango de presión y temperatura que implica un coste de energía diferente, por ejemplo: - el aire acondicionado (es decir, ECS) se acciona por la presión disponible, y

- el WAIS se acciona de la temperatura disponible.

Las arquitecturas clásicas del sistema de sangrado de aire extraen el aire sangrado del compresor de turbina de gas en dos etapas diferentes a través de los respectivos puertos. Uno de estos puertos está situado en una etapa de compresor baja-intermedia (el llamado Puerto Intermedio, 'IP') mientras que el segundo puerto está situado en una etapa de compresor intermedia-alta (el llamado Puerto Alto, 'HP') para permitir extraer el aire sangrado en dos condiciones diferentes.

Los valores típicos del aire sangrado extraído de cada uno de estos puertos son:

- Puerto intermedio, 'IP': presión desde 10 psig (275790 Pa) ('ralentí') hasta 180 psi (1241056 Pa) (empuje máximo de despegue, 'MTO'), mientras que la temperatura está entre 80C° (353 K) y 400°C (673 K).

- Puerto Alto, 'HP': presión desde 30 psig (206843 Pa) ('ralentí') hasta 650 psig (4481592 Pa) ('MTO'), mientras que la temperatura está entre 150°C (423 K) y 650°C (923 K).

Se ha de señalar que el valor exacto de presión y temperatura del aire sangrado depende de la velocidad del motor. De manera similar, aunque en la presente memoria solamente se han discutido dos puertos convencionales (IP y HP), el Puerto de Alta Presión, 'HP', puede estar formado por más de un puerto (normalmente dos puertos) todos situados en etapas de compresor intermedia-alta, diferentes del Puerto de Presión Intermedia, 'IP'.

De aquí en adelante, con propósitos ilustrativos, los posibles puertos (uno o más) que forman parte del Puerto de Alta Presión se discutirán conjuntamente como 'HP'.

Bajo algunas circunstancias, los medios de canalización pueden someterse a una pérdida inesperada de aire sangrado, las denominadas fugas, lo que podría conducir potencialmente a problemas cuando se opera la aeronave. Debido a su efecto inherente en el rendimiento general, se deberían instalar medios de detección a lo largo de toda la ruta de los canales. Los sensores basados en sales eutécticas se usan ampliamente en la industria como sensores de detección de sobrecalentamiento para detectar fugas de aire sangrado a lo largo de la conducción. Es bien sabido en la práctica actual que los sistemas neumáticos necesitan instalar arquitecturas a prueba de fallos, tales como válvulas de cierre dispersas, con el fin de aislar las diferentes zonas de la aeronave para asegurar la integridad una vez que se detecta una fuga en la conducción. Sin embargo, la vibración de la aeronave puede inducir traqueteo en estos sensores, lo que podría causar alertas de detección de fugas espurias y un aislamiento innecesario. Además, los fallos espurios desencadenan acciones de mantenimiento para la localización de fugas. Además, desde en tierra hasta en vuelo, las condiciones de aire externo (es decir, 'aire ambiental') cambian drásticamente. Esto necesita ser compensado por el sistema neumático a bordo regulando el sangrado de aire de cada uno de los dos puertos (IP o HP). Por lo tanto, el sistema neumático general (que depende exclusivamente del aire sangrado) se debe dimensionar para operar en cualquier fase de vuelo planificada, lo que implica una pérdida de energía significativa durante las fases de despegue/ascenso y descenso/mantenimiento. Los detalles específicos de esta pérdida de energía se pueden ver en la figura 1.

Con la llegada de nuevos modelos de aeronaves (específicamente aquellos motores con Relación de Derivación Ultra Alta que proporcionan temperaturas de puerto Hp más altas con presiones de puerto FAN más bajas), los problemas anteriores se acentúan.

En consecuencia, en vista de la pérdida de energía durante significativa ciertas fases de vuelo y los riesgos de seguridad implicadas por las soluciones actuales, existe la necesidad en la industria aeroespacial de un sistema neumático que satisfaga los requisitos de los consumidores de aire con la energía óptima extraída de los motores de turbina de gas.

El documento US 2009/094989 A1 describe un aparato y un método para suprimir la inestabilidad dinámica en un conducto de sangrado de un motor de turbina de gas que incluye un conducto de derivación de ventilador configurado para permitir un flujo de aire a través del motor de turbina de gas.

El documento US 2018/371991 A1 describe una aeronave que incorpora un sistema de sangrado para extraer aire comprimido de los motores principales de la aeronave a ser usado como fuente de aire presurizado para la aeronave.

El documento US 2017/008633 A1 describe una aeronave de motor de turbohélice que incluye al menos un cuerpo de baja presión y un cuerpo de alta presión.

Compendio de la invención

La presente invención proporciona una solución a los problemas antes mencionados, mediante una instalación de aeronave según la reivindicación 1, un turborreactor de doble flujo según la reivindicación 8, una aeronave según la reivindicación 14 y un método para suministrar aire presurizado según la reivindicación 15. En las reivindicaciones dependientes, se definen las realizaciones preferidas de la invención.

En un primer aspecto inventivo, la invención proporciona una instalación de aeronave para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire de la aeronave, la instalación de aeronave que comprende:

- un motor de turbina de gas que tiene un único puerto situado en una etapa de compresor intermedia-baja de tal motor de turbina de gas;

- un conducto de sangrado,

^o en un extremo en comunicación fluídica con el puerto único del motor de turbina de gas, y

^o en el extremo opuesto en comunicación fluídica con el equipo consumidor de aire;

- un conducto de refrigeración que comprende una entrada por la que entra aire de refrigeración en el conducto de refrigeración, y una salida;

- un conducto de ramal en comunicación fluídica con el conducto de sangrado y configurado para desviar una parte del aire sangrado del conducto de sangrado hacia la salida del conducto de refrigeración; y

- un compresor eléctrico con una admisión y una salida, de modo que

^o la admisión está en comunicación fluídica con la salida del conducto de refrigeración después de la unión con el conducto de ramal, y

^o la salida está en comunicación fluídica con el extremo opuesto del conducto de sangrado que se comunica con el equipo consumidor de aire.

El conducto de sangrado definido anteriormente forma parte de un sistema de sangrado de aire configurado para transportar aire comprimido desde una ubicación particular dentro de un compresor de motor de turbina de gas (es decir, en una etapa de compresor particular) para diferentes usos. La temperatura y la presión del aire son variables dependientes de la etapa del compresor en la que se extrae el aire (es decir, se sangra el aire).

En particular, el sistema de sangrado de aire según la invención comprende un único puerto configurado para extraer aire de la etapa de compresor donde se sitúa.

La presente invención prevé además la presencia de un compresor eléctrico cuya entrada está en comunicación fluídica con la salida del conducto de refrigeración. Dado que esta salida del conducto de refrigeración está situada después del punto donde se une el conducto de ramal desviado del conducto de sangrado, también es posible suministrar aire al compresor eléctrico mediante aire sangrado.

A medida que el aire pasa al compresor eléctrico, este aire se presuriza y finalmente se devuelve al conducto de sangrado original que se comunica con el consumidor de aire destinado a ser alimentado. En uso, un componente giratorio imparte energía cinética al aire entrante que finalmente se convierte en energía de presión, es decir, aire comprimido.

Por lo tanto, la canalización de la presente instalación de aeronave proporciona diferentes formas de suministrar aire presurizado a los consumidores de aire de la aeronave.

Por ejemplo, el aire presurizado puede venir directamente del aire sangrado extraído del motor de turbina de gas por el único puerto en la etapa particular del compresor. Se ha de señalar que este único puerto se sitúa preferiblemente en una etapa de compresor baja-intermedia del motor de turbina de gas, el denominado 'puerto IP'.

Alternativamente, el aire extraído por el puerto único y transportado por el conducto de sangrado se puede redirigir o desviar (parcialmente o en su totalidad) hacia la admisión del compresor eléctrico a través del conducto de ramal. Luego, una vez comprimido dentro del mismo, el aire presurizado se devuelve al conducto de sangrado original hacia los consumidores de aire destinados a ser alimentados.

Se ha de señalar que el conducto de ramal también puede adoptar la forma de un orificio, una cámara o similar, siempre que proporcione una comunicación fluídica adecuada entre el conducto de sangrado y el conducto de refrigeración justo antes de la entrada del compresor eléctrico.

Además, una tercera forma consiste en suministrar el aire de refrigeración tomado y transportado por el conducto de refrigeración directamente a la admisión del compresor eléctrico. Como antes, una vez que el aire pasa el compresor eléctrico, el aire presurizado se devuelve al conducto de sangrado hacia los consumidores de aire destinados a ser alimentados.

En operación, es decir, estando la aeronave o bien en tierra o bien en vuelo, el aire con una presión, densidad y temperatura particulares rodea a la aeronave ('aire ambiental'). Esto depende principalmente de la altitud de vuelo o incluso de la fase de vuelo, donde el aire con diferentes propiedades entra al motor de turbina de gas y, además, se ve afectado por la compresión del compresor.

Para un motor de turbina de gas dado, las propiedades del aire en cada etapa de compresor se pueden predecir usando el mapa de compresor, por ejemplo, tanto en condiciones de diseño como fuera de diseño.

Los sistemas neumáticos convencionales que se basan exclusivamente en sistemas de sangrado de aire regulan y mezclan el aire extraído de los dos puertos, es decir, IP y HP, para cumplir con los requisitos particulares de los consumidores de aire, es decir, dependiendo de las condiciones de vuelo. A diferencia de esto, la presente invención proporciona una solución híbrida que compensa una supresión del puerto HP (puerto de alta presión) con compresores eléctricos.

Por ejemplo, las fases de vuelo de la aeronave que demandan mucha energía abarcan la operación en tierra (por ejemplo, rodaje), el despegue o incluso la primera parte del ascenso, así como otras fases como el descenso (o la aproximación) y el mantenimiento. Convencionalmente, en estas fases de vuelo que demandan energía anteriores, que representan una pequeña parte del vuelo total, la mayoría del aire sangrado vino del HP dado que la presión suministrada por el puerto IP no es suficiente para cumplir con los requisitos de presión de los consumidores de aire, que es por lo que el puerto IP no se usa con propósitos relacionados con la presión.

Por ejemplo, en la fase de 'mantenimiento' donde el motor está al ralentí, el puerto IP no es capaz de extraer el aire sangrado con suficiente presión, así que si la demanda de energía aumenta aún más, puede ser necesario aumentar el ralentí, lo que a su vez implica consumo de combustible. Por otra parte, si se sangra aire del IP en aquellas fases donde el motor está a máxima potencia tal como el despegue, se debería dimensionar el motor para más potencia y por lo tanto sería más grande.

Como se mencionó, usando compresores eléctricos (posiblemente junto con baterías) es posible acumular y entregar electricidad en el momento requerido y optimizar el tamaño y el consumo de combustible del motor.

Es decir, la presente instalación de aeronave comprende diferentes rutas hacia el aire ya comprimido, es decir, aire sangrado, o destinado a ser comprimido aún más por el compresor eléctrico que alimentará después los consumidores de aire.

Por consiguiente, el compresor o compresores eléctricos están configurados para adaptar la presión entregada a la presión requerida por el consumidor de aire, o, en otras palabras, el compresor o compresores eléctricos están configurados para adaptar el aire comprimido suministrado según la fase de vuelo y/o altitud.

En consecuencia, se elimina la canalización de HP convencional. Además, en ausencia de una fuente de sangrado de HP, los picos de energía demandados por los consumidores de aire se compensan principalmente por los compresores eléctricos.

Además, el único puerto restante (es decir, el 'puerto IP') se puede mover ligeramente hacia delante o hacia atrás para optimizar la operación del sistema de gestión del aire en las fases de vuelo restantes (por ejemplo, crucero), que implican la mayor parte del vuelo.

Como se mencionó, la eliminación del puerto HP implica la eliminación de la conducción de HP. Dado que la conducción de IP restante no transporta tal aire a alta presión y temperatura, no hay necesidad de equipos a prueba de fallos relacionados, tales como sensores, válvulas (por ejemplo, Válvula de Alta Presión, HPV o Válvula de Sobrepresión, OVP), etc.

Además, el Sistema de Detección de Sobrecalentamiento se acortará drásticamente ya que no hay necesidad de detectar fugas en la conducción de la APU (Unidad de Potencia Auxiliar), ni en la conducción que se conecta al Sistema de Antihielo de Ala (WAIS), porque esta conducción ya no está presente en algunas realizaciones.

Por lo tanto, una ventaja colateral de la invención es que la seguridad operativa se mejora al tiempo que se mejora la fiabilidad, es decir, hay una menor tendencia a fallos espurios o reales desencadenados por fugas de sangrado a medida que se acorta la longitud del conducto.

Además, la presente instalación de aeronave afecta ventajosamente al rendimiento general de la aeronave en el sentido de que hay un beneficio de consumo de combustible de alrededor del 1% de consumo de combustible específico de empuje, 'SFC', en un perfil de misión típico de aeronave de corto alcance de 800 nm (millas náuticas) (1481 km).

Este ahorro de combustible se consigue gracias a una reducción de peso sustancial debida a la eliminación de la conducción de HP, la eliminación de OPV y HPV y eliminación total o reducción de gran tamaño del enfriador previo; así como la eliminación completa de la conducción de sangrado de la APU con el OHDS asociado.

En esta realización particular, la entrada del conducto de refrigeración es una toma de aire dispuesta de modo que se enfrente sustancialmente al aire de refrigeración entrante que entra en el conducto de refrigeración.

Es decir, la entrada del conducto de refrigeración (por ejemplo, la toma de aire) se sumerge en una corriente de aire frío experimentando de este modo la acción directa de esta corriente de aire de refrigeración. La toma de aire tiene un plano sustancialmente perpendicular a las líneas de corriente entrantes del aire de refrigeración.

Cuando la entrada de conducto de refrigeración es una toma de aire, es particularmente ventajoso porque permite que se coloque una válvula de regulación entre dicha toma y dicho enfriador previo, de modo que se pueda regular la temperatura de la corriente de aire caliente refrigerado, al menos en parte, ajustando la admisión de aire frío al enfriador previo.

En una realización particular, la admisión del conducto de refrigeración es una toma de aire dispuesta para estar en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante.

En una realización particular, la admisión del compresor eléctrico está conectada a la salida del conducto de refrigeración después de la unión del conducto de ramal por un codo de sustancialmente 90°.

El codo de 90° aumenta la disponibilidad de espacio para disponer el compresor eléctrico. Además, la salida del compresor eléctrico se puede alinear correctamente con el conducto de sangrado (en su extremo opuesto) para reducir la pérdida de energía de la mezcla de aire.

En una realización alternativa, la admisión del compresor eléctrico se conecta a la salida del conducto de refrigeración después de la unión del conducto de ramal mediante un codo de sustancialmente 45°.

Ventajosamente, el codo de 45° tiene menor caída de presión.

La caída de presión que se define como la diferencia de presión total entre dos puntos del conducto de transporte de fluidos.

En una realización particular, la instalación de aeronave comprende, además:

- un conjunto de válvulas que comprende:

^o una primera válvula dispuesta en el conducto de refrigeración;

^o una segunda válvula dispuesta en el conducto de sangrado entre la abertura para desviar el aire hacia el conducto de ramal y la salida;

^o una tercera válvula dispuesta en el conducto de sangrado para permitir que los consumidores de aire sean alimentados directamente con aire sangrado sin pasar a través del compresor eléctrico; y

- una unidad de control una unidad de control configurada para recibir una entrada relativa a la condición de operación de la aeronave y para operar dicha primera y/o segunda válvula y/o tercera válvula, y/o compresor eléctrico en base a la entrada recibida.

Una condición de operación de una aeronave se puede determinar fácilmente por la aeronave en sí misma según diferentes sensores y componentes electrónicos instalados en la misma, siendo el 'aire ambiente' diferente para cada escenario de vuelo.

Luego, la electrónica de la aeronave envía tal condición de operación de la aeronave a la unidad de control de la presente invención que la procesa y determina qué fuente de aire comprimido necesita ser operada en base a la operación actual de la aeronave.

De este modo, en base a tal condición de operación de la aeronave ('entrada') recibida, la unidad de control opera selectivamente el sistema de sangrado de aire y/o el compresor eléctrico a través de un conjunto de válvulas (ya presentes o recién introducidas) o directamente el compresor eléctrico (mediante una señal eléctrica).

En una realización preferida, la unidad de control está configurada para operar selectivamente el conjunto de válvulas dependiendo de la entrada recibida, de manera que:

- en el rodaje y despegue, el compresor eléctrico se alimente solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración, de modo que el compresor eléctrico suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire;

- en el ascenso, el compresor eléctrico se alimente solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración hasta una altitud predeterminada, siendo la altitud predeterminada preferiblemente 15000 pies (4572 m); luego, el equipo consumidor de aire se alimenta directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (es decir, sin pasar a través de los compresores eléctricos);

- en el crucero, el equipo consumidor de aire se alimente directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (es decir, sin pasar a través los compresores eléctricos); y

- en el descenso y el mantenimiento por encima de la altitud predeterminada, el compresor eléctrico se alimente solamente con aire sangrado del conducto de sangrado, de modo que el compresor eléctrico suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire; y

- en la aproximación y el aterrizaje, el compresor eléctrico se alimente solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración, de modo que el compresor eléctrico suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire.

En resumen, la instalación de aeronave se beneficia de:

- la eficiencia del motor de turbina de gas para proporcionar aire presurizado durante el crucero (o por encima de cierta altitud de vuelo o nivel de vuelo) con una pérdida de energía mínima, y

- la eficiencia del compresor o compresores eléctricos en tierra, ascenso temprano y descenso que permiten adaptar la presión entregada por el compresor a la presión requerida. Además, dependiendo del 'aire ambiental' real y con respecto a los requisitos del consumidor de aire, los compresores eléctricos se alimentan o bien con aire de refrigeración, aire sangrado o una combinación de los mismos.

Por ejemplo, un funcionamiento particular del conjunto de válvulas para suministrar selectivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire a través de cualquiera de las formas anteriores es de la siguiente manera:

- Si el compresor eléctrico se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (es decir, el compresor eléctrico suministrando exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire), se abre la primera válvula en la entrada del conducto de refrigeración; se cierra la segunda válvula en el conducto de sangrado para alimentar el compresor eléctrico; y se cierra la tercera válvula que permite que los consumidores de aire sean alimentados directamente con aire sangrado sin pasar a través del compresor.

- Si el compresor eléctrico se alimenta solamente con aire sangrado del conducto de sangrado (es decir, el compresor eléctrico suministrando exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire), se cierra la primera válvula en la entrada del conducto de refrigeración; se abre la segunda válvula en el conducto de sangrado para alimentar el compresor eléctrico; y se cierra la tercera válvula.

- Si el equipo consumidor de aire se alimenta directamente por aire sangrado del conducto de sangrado, se cierra la primera válvula en la entrada del conducto de refrigeración; se cierra la segunda válvula en el conducto de sangrado para alimentar el compresor eléctrico; y se abre la tercera válvula la tercera válvula que permite que los consumidores de aire sean alimentados directamente con aire sangrado.

El aire de sangrado extraído por el puerto único situado en la etapa del compresor baja-intermedia es suficiente para cumplir con los requisitos del consumidor de aire durante las fases de vuelo a largo plazo, tal como el crucero. Por consiguiente, el conducto de sangrado de aire (y las válvulas y los reguladores asociados) se pueden dimensionar teniendo en cuenta principalmente las condiciones de vuelo de la fase de crucero, optimizando por lo tanto su tamaño, peso y rendimiento.

En una realización particular, la instalación de aeronave comprende además un dispositivo de almacenamiento de energía configurado para suministrar potencia a al menos un compresor eléctrico, tal como una batería.

Ventajosamente, no es necesario dimensionar el turborreactor de doble flujo en el punto que requiere máxima extracción de energía, en la medida que la energía generada se puede acumular en parte para ser usada posteriormente en una menor demanda.

En un segundo aspecto inventivo, la invención proporciona un turborreactor de doble flujo que comprende:

- una góndola y un carenado dispuesto en el interior de tal góndola para cubrir un motor de turbina de gas,

- un ventilador colocado en la parte más delantera de la góndola y conectado al motor de turbina de gas por un eje, en donde el ventilador se extiende hasta el diámetro de la góndola; de modo que

^o se forma una zona secundaria entre la góndola y el carenado para el paso del aire de refrigeración del ventilador; - un poste para colgar todo el motor de turbina de gas de derivación de un ala de un avión; y

- una instalación de aeronave según cualquiera de las realizaciones del primer aspecto inventivo para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire de la aeronave.

Los turborreactores de doble flujo ingieren el aire entrante por el área frontal del ventilador. Luego, este aire entrante se desvía en dos flujos principales:

- un camino principal (denominado corriente de flujo primario) que entra en el compresor del motor de turbina de gas y discurre a través de todas las secciones tales como cámaras de combustión, turbinas y escapes; y

- una corriente de flujo secundaria mantenida entre la góndola y el carenado.

Por lo tanto, el flujo secundario se somete a una ligera compresión inducida por el ventilador.

En particular, la instalación de aeronave se instala en el poste. El poste comprende bifurcaciones de poste superior e inferior para conectar el carenado de góndola interno con la góndola externa. Estas bifurcaciones de poste están dispuestas radialmente en lados opuestos del motor de turbina de gas.

Además, el poste está cubierto por un carenado superior entre la góndola exterior y el ala.

En algunas realizaciones particulares, el aire sangrado tomado del motor de turbina de gas se puede enfriar significativamente antes de ser usado por algunas aplicaciones. Para hacer esto, se proporciona un enfriador previo como se definió anteriormente, en el que el aire caliente sangrado de una etapa de compresor particular del motor de turbina de gas se enfría mediante el aire de refrigeración procedente del conducto de ventilador.

Además, durante este posible proceso de intercambio de calor, el aire sangrado caliente no solamente se enfría por el aire de refrigeración del conducto de refrigeración, sino que también este aire de refrigeración se calienta por dicho aire sangrado caliente. Tal aire de refrigeración calentado se descarga por lo tanto al compresor eléctrico como se definió anteriormente.

En una realización particular, la entrada del conducto de refrigeración está dispuesta en la parte más delantera de una bifurcación de poste dentro de la zona secundaria formada entre la góndola y el carenado de modo que el aire de refrigeración que entra en el conducto de refrigeración venga del ventilador.

Dado que las aspas del ventilador redirigen y homogeneízan el flujo cuando se hace entrar en la zona secundaria, la disposición del conducto de refrigeración en la parte más delantera del poste de bifurcación optimiza la ingestión de aire de refrigeración dentro del conducto de refrigeración.

En una realización alternativa, la entrada del conducto de refrigeración está dispuesta en un lateral del poste (es decir, en ángulo) dentro de la zona secundaria de modo que el conducto de refrigeración circunvala el conducto de sangrado. En otras palabras, la entrada del conducto de refrigeración está dispuesta en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante en una bifurcación de poste dentro de la zona secundaria.

En una realización particular, la entrada del conducto de refrigeración está dispuesta en una parte de un anillo periférico del carenado de modo que el aire de refrigeración que entra en el conducto de refrigeración venga del ventilador.

Por lo tanto, la admisión se puede situar en un lugar adecuado del carenado donde el flujo de aire de refrigeración entrante encaja en la ruta y las propiedades, la necesaria que depende de las condiciones de operación de la aeronave, como se explicó anteriormente.

En una realización particular, la entrada del conducto de refrigeración está dispuesta en la góndola mediante una admisión de aire dinámica.

En particular, la entrada del conducto de refrigeración se puede disponer o bien en la góndola exterior o bien el carenado superior del poste que forma parte de la misma. Sin embargo, debido a su exposición, la dirección del flujo local es muy sensible al ángulo de ataque de la aeronave.

En una realización particular, estando el poste cubierto por el carenado superior, la entrada del conducto de refrigeración está dispuesta sobre tal carenado superior por una toma de aire dinámica.

En un tercer aspecto inventivo, la invención proporciona una aeronave que comprende al menos un turborreactor de doble flujo según cualquiera de cualquiera de las realizaciones del segundo aspecto inventivo.

En una realización preferida, la aeronave comprende además una máquina de ciclo de vapor en un Sistema de Control Ambiental (ECS) como equipo consumidor de aire.

Ventajosamente, el paquete o paquetes de la máquina de ciclo de vapor requieren una presión más baja para operar, lo que se ajusta mejor a la presión entregada por el compresor eléctrico.

Además, el puerto IP se puede reducir en 2 o 3 etapas en comparación con los puertos IP convencionales debido a los requisitos de presión más bajos de los paquetes de la Máquina de Ciclo de Vapor durante las condiciones de crucero, lo que mejora aún más el beneficio de 'SFC' por encima del 1% en una aeronave típica de corto alcance. De manera similar, dentro de la presente invención se pueden concebir otros diseños adecuados para operar a una presión más baja.

Ejemplos de otros equipos consumidores de aire pueden ser uno de los siguientes:

- sistema de control ambiental con paquete de Máquina de Ciclo de Aire o paquetes de máquina de ciclo de vapor; - sistema de inserción de depósito de combustible;

- sistema antihielo de ala (WAIS);

- sistema de arranque de motor;

- agua y residuos; y/o

- presurización de depósitos hidráulicos.

En una realización particular, el sistema antihielo de ala es electrotérmico (denominado ETIPS).

A través de las etapas del compresor, la temperatura aumenta linealmente. Por lo tanto, el aire sangrado del puerto HP se usó principalmente con propósitos relacionados con altas temperaturas.

Alternativamente, el uso de WAIS electromecánicos (denominados EMIPS) permite reducir aún más el consumo de potencia frente a los WAIS electrotérmicos (ETIPS), proporcionando una solución óptima a nivel de aeronave en términos de ahorro de energía.

Brevemente, el WAIS electromecánico usa una fuerza mecánica para quitar el hielo de la superficie de vuelo (por ejemplo, el ala).

En la presente instalación de aeronave, el flujo máximo extraído por motor de turbina de gas (a través de un puerto único) es significativamente menor dado que el WAIS eléctrico (o bien electrotérmico o bien electromecánico) no requiere tal aire comprimido.

En un cuarto aspecto inventivo, la invención proporciona un método para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire de una aeronave, el método que comprende:

- proporcionar una instalación de aeronave como se define en cualquiera de las realizaciones anteriores;

- recibir por la unidad de control una entrada con relación a la condición de operación de la aeronave; y

- operar el conjunto de válvulas en base a la entrada recibida, de manera que:

^o en el rodaje y el despegue, el compresor eléctrico se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración, de modo que el compresor eléctrico suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire;

^o en el ascenso, el compresor eléctrico se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración hasta una altitud predeterminada, siendo la altitud predeterminada preferiblemente 15000 pies (4572 m);

luego, el equipo consumidor de aire se alimenta directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (es decir, sin pasar a través del compresor eléctrico);

^o en el crucero, el equipo consumidor de aire se alimenta directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (es decir, sin pasar a través el compresor eléctrico); y

^o en el descenso y el mantenimiento por encima de la altitud predeterminada, el compresor eléctrico se alimenta solamente con aire sangrado del conducto de sangrado, de modo que el compresor eléctrico suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire; y

^o en la aproximación y el aterrizaje, el compresor eléctrico se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración, de modo que el compresor eléctrico suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire.

En un quinto aspecto inventivo no reivindicado, la invención proporciona un aparato de procesamiento de datos que comprende medios para llevar a cabo el método según cualquiera de las realizaciones del cuarto aspecto inventivo. En un sexto aspecto inventivo no reivindicado, la invención proporciona un programa informático que comprende instrucciones que, cuando el programa se ejecuta por un ordenador, hacen que el ordenador lleve a cabo el método según cualquiera de las realizaciones del cuarto aspecto inventivo.

Descripción de los dibujos

Estas y otras características y ventajas de la invención llegarán a ser entendidas claramente en vista de la descripción detallada de la invención que llega a ser evidente a partir de una realización preferida de la invención, con referencia a los dibujos.

Figura 1: Esta figura muestra un gráfico esquemático de una entrega de potencia del sistema de sangrado de aire IP-HP convencional en comparación con la potencia requerida por los consumidores de aire.

Figuras 2a-b: Estas figuras muestran una representación esquemática de una aeronave que comprende (a) un sistema neumático convencional, y (b) un sistema neumático según la presente invención.

Figuras 3a-b: Estas figuras muestran una realización de una instalación de aeronave según la presente invención, en vista lateral y superior, respectivamente.

Figuras 4a-b: Estas figuras muestran una realización de una instalación de aeronave según la presente invención, en vista lateral y superior, respectivamente.

Figuras 5a-b: Estas figuras muestran una realización de una instalación de aeronave según la presente invención, en vista lateral y superior, respectivamente.

Figuras 6a-b: Estas figuras muestran una realización de una instalación de aeronave según la presente invención. Figura 7: Esta figura muestra una arquitectura esquemática de un sistema neumático con una realización de una instalación de aeronave según la presente invención.

Figuras 8: Esta figura muestra el carenado interno de un turborreactor de doble flujo, y el carenado interno superior que rodea la estructura de poste en la parte superior, la denominada bifurcación superior.

Figuras 9: Estas figuras muestran la góndola externa de un turborreactor de doble flujo, y el carenado superior externo que rodea la estructura de poste en la parte superior entre dicha góndola externa y el ala.

Figura 10: Esta figura muestra una representación esquemática del perfil de misión de una aeronave usando una solución híbrida para suministrar aire comprimido según la presente invención a lo largo de las fases de vuelo. Descripción detallada de la invención

Como se apreciará por un experto en la técnica, los aspectos de la presente invención se incorporan como una instalación de aeronave, un turborreactor de doble flujo, una aeronave o un método para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire.

La Figura 1 representa un gráfico esquemático (8) de una entrega de potencia (8.1) de un sistema de sangrado de aire IP-HP convencional en comparación con la potencia requerida (8.2) por los consumidores de aire a lo largo de un vuelo completo.

Como se puede ver, se compara la potencia requerida (8.2) por los consumidores de aire en kW frente a la potencia entregada (8.1) por el sistema de sangrado de aire IP-HP convencional (en kW). Sobrepuesta a la primera, hay una descripción general de las fases de vuelo (8.3) a través de las cuales pasa la aeronave en un vuelo completo, en particular tomando como referencia la altitud para colocar la aeronave en cada una de tales fases de vuelo.

En este perfil de misión ejemplar, hay un desajuste entre la potencia suministrada por el sistema de sangrado de aire y la requerida por los consumidores de aire tanto al principio como al final del vuelo, es decir, en principio cuando la aeronave está en tierra o cerca de ella por debajo de cierta altitud de vuelo.

El eje de ordenadas a la izquierda del gráfico indica la potencia (en kW), mientras que el eje de ordenadas a la derecha indica la altitud de vuelo (en pies). Finalmente, el eje de abscisas se refiere al tiempo de vuelo (en minutos). El sistema de sangrado de aire IP-HP típico se diseña convencionalmente de la siguiente manera:

- El puerto IP extrae aire durante el despegue, ascenso, crucero y mantenimiento; y

- El puerto HP extrae aire en tierra, durante el descenso e incluso en el mantenimiento si el puerto IP no es capaz de proporcionar suficiente presión de aire para cumplir con los requisitos del consumidor de aire.

Por lo tanto, en aquellas fases donde el puerto HP está extrayendo aire para suministrar aire a los consumidores, hay una pérdida de energía significativa como se puede ver en los picos (8.4) en el gráfico (seleccionados por círculos discontinuos). Esos picos (8.4) representan un desajuste de potencia que implica una pérdida de energía. Esta pérdida de energía se debe a que:

• La energía entregada (es decir, en términos de aire comprimido o sangrado) por el puerto HP durante la fase de 'espera' es significativamente mayor que la energía requerida por los consumidores de aire en ese momento. En otras palabras, el puerto HP se usa bajo estas condiciones porque la energía entregada por el puerto IP no es suficiente. Por otra parte, el excedente de energía no usado se transmite al aire externo en el enfriador previo, aumentando de este modo su temperatura. Este aire calentado se libera directamente a la atmósfera llegando a ser una pérdida de energía para el motor al tiempo que se reduce la eficiencia.

• La energía entregada por el puerto IP durante las fases de despegue y ascenso es significativamente más alta que la energía requerida para cumplir con los requisitos de los consumidores de aire en esas fases de vuelo. Del mismo modo, el excedente de energía no usado se transmite al aire externo en el enfriador previo, aumentando de este modo su temperatura. Este aire calentado se libera de nuevo directamente a la atmósfera llegando a ser una pérdida de energía para el motor al tiempo que se reduce su eficiencia.

La Figura 2a representa una representación esquemática de una aeronave que comprende un sistema neumático convencional basado exclusivamente en el sistema de sangrado de aire (2).

En particular, la aeronave (10) comprende dos turborreactores de doble flujo (7) colgados de cada ala por postes respectivos. Se representa esquemáticamente el conducto o canalización de los dos puertos, IP (2.1) y HP, provenientes de diferentes etapas de compresor de los motores de turbina de gas de los turborreactores de doble flujo. Se ha de señalar que las válvulas y otros equipos hidráulicos no se muestran a lo largo de estas figuras.

Se muestra que los puertos de sangrado (IP y HP) están en comunicación fluídica (por canales o conductos (12.1.1, 12.2.1)) con WAIS (6.3) y Paquetes de Aire Acondicionado (6.1) del ECS con el fin de transportar aire presurizado al mismo.

Además, la aeronave (10) comprende una Unidad de Potencia Auxiliar ('APU') (16) en el cono de cola de la aeronave (10). Esta APU (16) también está en comunicación fluídica (mediante la conducción de sangrado de la APU (16.1)) con el WAIS (6.3) y los Paquetes de Aire Acondicionado (6.1) del ECS con el fin de proporcionar energía o bien neumática o bien eléctrica a los mismos.

La conducción de sangrado típica de la APU (16.1) para el modo neumático también está asociada con el Sistema de Detección de Sobrecalentamiento por razones de seguridad.

Por otra parte, la Figura 2b representa un ejemplo de una representación esquemática de una aeronave (10) similar como la mostrada en la Figura 2a pero que comprende un sistema neumático con una instalación de aeronave (1) según la presente invención.

En lugar del puerto IP-HP para cada turborreactor de doble flujo como se muestra en la Figura 2a, el sistema de sangrado de aire (12 ) según la presente invención solamente extrae aire de un único puerto, que está en conexión fluídica con los Paquetes de Aire Acondicionado (6.1) del ECS. En esta realización particular, los Paquetes de Aire Acondicionado se sustituyen por Paquetes de Máquina de Ciclo de Vapor (6.2) que necesitan una presión de aire más baja en comparación con los Paquetes de Aire Acondicionado (6.1) convencionales.

Además, dos compresores eléctricos (5) están colocados dentro del carenado de la panza de la aeronave (10) junto con los Paquetes de Aire Acondicionado o los Paquetes de Máquina de Ciclo de Vapor del ECS.

En realizaciones particulares, el sistema antihielo de ala ('WAIS') puede ser eléctrico (6.4) de modo que ya no se necesite la conducción para transportar aire presurizado. En su lugar, se debería desplegar una conexión de cableado (que es más ligera que los conductos).

De manera similar, se elimina la conducción de sangrado de la APU (16.1) dado que ya no se necesita el modo neumático. Solamente se concibe el modo eléctrico para suministrar potencia al compresor eléctrico (5), por ejemplo. Además, otros consumidores de potencia tales como baterías, el WAIS eléctrico (6.4), o similares, se pueden alimentar por la APU (16) funcionando en modo eléctrico o cualquier otra fuente.

La eliminación de la conducción de sangrado de la APU (16.1) (es decir, la APU solamente funciona en 'modo eléctrico') trae consigo las siguientes ventajas:

- Importante reducción de peso, alrededor de 170 kg (en una aeronave de corto alcance (10)).

- Eliminación de la instalación nociva de un conducto de alta presión y temperatura que discurre a través del fuselaje presurizado.

- Eliminación del OHDS asociado a la conducción de la APU.

El excedente anteriormente necesario de aire comprimido proporcionado por la APU (16), dentro de la presente invención, se proporciona exclusivamente por el sistema de sangrado de aire (12 ) a través del único puerto (por ejemplo, IP) después de los trabajos de optimización y modelado. Esto se puede hacer fácilmente por los expertos en la técnica conociendo las restricciones de temperatura y presión de la instalación de aeronave del sistema neumático, con el objetivo de cumplir con los requisitos de consumidores de aire (6) reconocidos de antemano. Por ejemplo, la combinación del WAIS eléctrico (6.4) y los Paquetes de Máquinas de Ciclo de Vapor (6.2) en el ECS permite reducir en 2 o 3 etapas de compresor la ubicación del único puerto debido al requisito de baja presión de los paquetes de Máquinas de Ciclo de Vapor por encima de 15000 pies (4572 m) (8 a 12 psig (55158-82737 Pa) en condiciones nominales y hasta 14 psig (96526 Pa) en casos de fallo).

Se ha de señalar que, aunque solamente el WAIS (6.3, 6.4) y el ECS (6.1, 6.2) se representan como consumidores de aire (6), se pueden usar otros consumidores de aire menores tales como: el sistema de inertización de depósito de combustible, sistema de arranque de motores, agua y residuos, y/o presurización de depósitos hidráulicos.

También, una unidad de control (no mostrada a lo largo de estas figuras) está conectada eléctricamente a algunas válvulas de la instalación de aeronave o al compresor o compresores eléctricos en sí mismos para operarlos selectivamente en base a una condición operativa de la aeronave (10). Por lo tanto, se permite que el aire sangrado procedente del único puerto o el aire de refrigeración pasen a través, o se corten o se reduzca el caudal.

En particular, tal condición de operación de aeronave (10) puede ser una altitud de vuelo predeterminada, por ejemplo, 15000 pies (4572 m), y/o cualquiera de las fases de vuelo vistas en la figura 10.

Las Figuras 3a y 3b representan una primera realización de una instalación de aeronave según la presente invención, en vista lateral y superior, respectivamente. Se muestra una instalación de aeronave (1) para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire (6) de una aeronave (10). En particular, la instalación de aeronave está dispuesta en la parte superior del poste (7.3), es decir, la estructura de la que cuelga de un ala un turborreactor de doble flujo (7).

La instalación de aeronave (1) comprende un conducto de sangrado (2) en comunicación fluídica en un extremo con una etapa de compresor de un motor de turbina de gas del turborreactor de doble flujo (7) a través de un único puerto (2.1), que discurre a través del poste (7.3) y finalmente conectado en el extremo opuesto con el equipo consumidor de aire (6).

Como se explicó antes, el único puerto (2.1) es un puerto de presión baja-intermedia situado preferiblemente en la primera mitad de las etapas de compresor del compresor (no mostrado).

Tomando el sistema de coordenadas del turborreactor de doble flujo (7), donde el eje longitudinal es el eje de rotación del motor de turbina de gas (es decir, sustancialmente paralelo al eje X de la aeronave en el eje del cuerpo), el conducto de sangrado se extiende hacia arriba siguiendo la parte más delantera del poste (7.3) hasta el ala donde se desvía al carenado de la panza de la aeronave (10).

A su paso, el conducto de sangrado (2) se cruza con un conducto de refrigeración (3) adaptado para permitir que el aire de refrigeración entre en el mismo. En este ejemplo particular, la entrada del conducto de refrigeración (3.1) está sumergida en la zona secundaria del turborreactor de doble flujo (7), es decir entre la góndola externa (7.1) y el carenado interno (7.2) recibiendo aire ya comprimido por el ventilador del turborreactor de doble flujo.

Como se puede ver, la entrada del conducto de refrigeración (3.1) está dispuesta de modo que se enfrente al aire de refrigeración entrante que entra en el conducto de refrigeración (3). En particular, esta entrada está formada por una toma de aire que permite regular el caudal que entra en el conducto de refrigeración.

Además, cerca de la entrada (3.1), el conducto de refrigeración (3) rodea al conducto de sangrado (2) mencionado anteriormente formando un contacto térmico para intercambiar calor. Pasando tal punto de contacto térmico, el conducto de refrigeración (3) se extiende para alcanzar la admisión (5.1) de un compresor eléctrico (5).

El aire sangrado ya enfriado se desvía hacia un conducto de ramal (4) que comunica tal conducto de sangrado (2) con el conducto de refrigeración (3) antes de la admisión del compresor eléctrico (5.1). Por lo tanto, el compresor eléctrico (5) puede recibir aire del conducto de refrigeración que es o bien aire de refrigeración o bien aire sangrado (enfriado o no) desviado a través del conducto de ramal (4).

Alternativamente, este desvío hacia el conducto de ramal (4) se puede hacer aguas arriba de tal punto térmico. Finalmente, la salida (5.2) del compresor eléctrico (5) se comunica con el conducto de sangrado (2) para suministrar aire comprimido al equipo consumidor de aire (6).

En la vista superior proporcionada por la figura 3b, se puede ver que la admisión (5.1) del compresor eléctrico está conectada a la salida (3.2) del conducto de refrigeración después de la unión del conducto de ramal (4) en un codo de sustancialmente 90°. En otras palabras, el conducto de refrigeración (3) tiene un codo de 90° que permite que la salida (5.2) del compresor eléctrico se alinee correctamente con el conducto de sangrado (2).

En la salida (5.2) del compresor eléctrico (5), puede haber una válvula de protección de flujo inverso.

Además, a partir de esta figura 3b se puede observar la bifurcación de poste (7.3), y en particular que la instalación de aeronave (1) está contenida dentro de la bifurcación de poste (7.3), y a partir de la figura 3a que la instalación se soporta en la parte superior de la estructura del poste.

Las Figuras 4a y 4b representan una segunda realización de una instalación de aeronave (1) según la presente invención, en vista lateral y superior, respectivamente.

Esta instalación de aeronave (1) solamente difiere de la mostrada en las figuras 3a y 3b en que la admisión (5.1) del compresor eléctrico (5) está conectada a la salida (3.2) del conducto de refrigeración (3) después de la unión del conducto de ramal (4) por un codo sustancialmente de 45°.

Por lo tanto, cuando el aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3) o el aire sangrado desviado por el conducto de ramal (4) pasa por este codo de 45° en lugar de por un codo de 90° que implica pérdidas de presión más altas, como consecuencia la caída de presión en ese codo es significativamente más baja, permitiendo de este modo mantener las condiciones del aire que alimenta al compresor eléctrico (5).

Las figuras 5a y 5b representan una tercera realización de una instalación de aeronave (1) según la presente invención, en vista lateral y superior, respectivamente.

Esta instalación de aeronave (1) solamente difiere de la mostrada en las figuras 3a y 3b en que la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (es decir, la toma de aire) está dispuesta para estar en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante.

Es decir, la entrada en lugar de ser frontal con relación a la bifurcación de poste (7.3.1) (preferiblemente la bifurcación de poste superior), se coloca en un lateral de la misma. Por lo tanto, como la bifurcación de poste superior (7.3.1) es sustancialmente oblonga, la entrada (3.1) se dispone en cualquiera de sus áreas laterales mayores opuestas.

En consecuencia, dado que la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta en un lateral de la bifurcación superior del poste (7.3.1), el conducto de refrigeración rodea el conducto de sangrado (2) y se proporciona un menor contacto térmico entre los mismos.

La bifurcación de poste (7.3.1, 7.3.2) es el carenado situado en el área de flujo secundario entre el carenado interno y la góndola externa que rodea al poste, así como los sistemas instalados en la parte superior.

Se ha de señalar que esta realización mostrada en las figuras 5a y 5b puede comprender una conexión de conducto en codo de 45° similar a las figuras 4a y 4b.

Las figuras 6a y 6b representan una cuarta realización de una instalación de aeronave (1) según la presente invención. En particular, la figura 6a representa una instalación de aeronave (1) en una vista lateral donde no se muestra ni el carenado interno de la góndola (7.2) ni la góndola externa (7.1) del turborreactor de doble flujo (7). En particular, la unión entre la unión delantera del poste y el núcleo de motor puede influir en la posición de la instalación de aeronave. Por lo tanto, se pueden concebir dos opciones:

i. 'montada a la caja de ventilador' (hacia arriba). Es decir, la instalación de aeronave se puede colocar o bien en la bifurcación debajo del poste, en el carenado interno de la góndola, o bien en una combinación de ambos; o ii. 'montada al núcleo' (hacia abajo). Es decir, la instalación de aeronave se puede colocar arriba o dentro del carenado interno de la góndola dado que el resto de espacio se ocupa por el poste en sí mismo.

Por ejemplo, a lo largo de las figuras 3 a 5, la parte frontal de poste está unida al núcleo del motor (opción (ii)) de modo que la estructura del poste se sitúe en la parte inferior cerca del núcleo del motor y el compresor. De este modo, tanto la conducción de sangrado como la de refrigeración de la instalación de aeronave se colocan en la parte superior de la estructura de poste (7.3).

Alternativamente, en otros sistemas de fijación del motor donde la parte frontal del poste se une a la caja de ventilador de motor (7.2), opción (i), la estructura del poste (7.3) se sitúa en la parte superior de modo que la conducción del compresor (5), de sangrado (2) y de refrigeración (3) se instalen en la parte de debajo del poste (7.3). En este caso, el conducto de sangrado (2) no atraviesa la estructura del poste (7.3) antes del compresor (5). En su lugar, atraviesa la estructura del poste (7.3) después del compresor (5).

A lo largo de esta descripción, 'caja de ventilador de motor' y 'carenado interno de góndola' (7.2) se entenderán como términos equivalentes.

En particular, en las figuras 6a y 6b, independientemente de la unión del poste, la instalación de aeronave está o bien dentro del carenado interno de la góndola o bien en la bifurcación (es decir, debajo de la 'caja de ventilador montada').

En particular, la instalación de aeronave (1) se coloca dentro del carenado (7.2) del turborreactor de doble flujo. Por consiguiente, la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta en una parte de un anillo periférico del carenado (7.2) de modo que el aire de refrigeración que entra en el conducto de refrigeración venga del ventilador. En la figura 6b, se remarca el anillo perimetral del carenado (7.2) donde se puede colocar la entrada (3.1) del conducto de refrigeración. El tamaño de la entrada puede corresponder, por ejemplo, al tamaño disponible para que la puerta de la toma de aire se abra dentro del carenado cuando tal puerta se abre hacia fuera.

Alternativamente, la puerta de la toma de aire puede ser de tipo enrasada y, por lo tanto, se abre hacia dentro. La figura 7 representa la arquitectura esquemática de un sistema neumático con una realización de una instalación de aeronave (1) según la presente invención. Como ejemplo, puede formar el esquema hidráulico de la instalación de aeronave (1) mostrado en las figuras 3 a 5. Esto también puede ser aplicable a la figura 6, considerando que el compresor eléctrico está en la góndola interna en lugar de en la parte superior del poste.

En particular, se muestra el único puerto (es decir, puerto IP) (2.1) del conducto de sangrado (2) conectado a una etapa de compresor baja-intermedia del motor de turbina de gas. Además, un puerto (3.1) adicional que viene del ventilador se conecta con el conducto de refrigeración (3).

La intersección del conducto de refrigeración (3) y el conducto de sangrado (2) se representa esquemáticamente en la presente memoria mediante una caja, que puede abarcar diferentes realizaciones tales como un contacto térmico, etc. Sin embargo, con propósitos ilustrativos, el conducto de ramal (4) está escondido por tal caja.

Desde tal caja se extiende un conducto (en principio formando parte del conducto de refrigeración (3)) hasta el compresor eléctrico (5). Por lo tanto, el compresor eléctrico (5) se puede alimentar por aire sangrado o aire de refrigeración como se explicó anteriormente.

Una vez comprimido por el compresor eléctrico (5), el aire vuelve al conducto de sangrado (2) con el fin de ser alimentado a los equipos consumidores de aire (6) tales como el ECS, el WAIS, las válvulas de arranque del motor, etc.

Además, una línea de puntos representa la interfaz entre el motor de turbina de gas y el poste.

Un sensor de presión situado en el conducto de sangrado después de la caja proporciona información de presión a una unidad que además opera una válvula de regulación de presión situada aguas abajo.

La figura 8 muestra el carenado interno de la góndola (7.2) de un turborreactor de doble flujo (7) y la bifurcación de poste superior (7.3.1), con una instalación de aeronave (1) según la presente invención. Se ha de señalar que la góndola externa (7.1) y el ventilador no se muestran en estas figuras con propósitos ilustrativos.

En particular, se muestra la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) dispuesta sobre la bifurcación superior de poste (7.3.1) o sobre el propio carenado interno de la góndola (7.2). En la misma se indican ubicaciones adecuadas de una admisión de aire dinámica (3.1) (A -frontal-, B -lateral-, C -periférica-). La ubicación final depende principalmente de la dirección del flujo local influenciada por el ángulo de ataque de la aeronave (10).

El carenado interno de la góndola (7.2) mostrado en la figura 8 se conecta además con la góndola externa (7.1) a través de una bifurcación de poste superior (7.3.1) e inferior (7.3.2).

Se muestran ubicaciones potenciales de la entrada del conducto de refrigeración (3.1):

Posibles instalaciones en la bifurcación de poste (7.3.1):

A. en la parte más delantera de la bifurcación de poste superior (7.3.1) (opción frontal);

B. para estar en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante (opción lateral);

Posible instalación en el carenado interno de la góndola (7.2):

C. sobre una parte de un anillo periférico del carenado (7.2).

En una realización preferida para la instalación en la bifurcación de poste superior (7.3.1), la entrada del conducto de refrigeración (3.1) está dispuesta en la parte delantera de la bifurcación ('opción frontal'). Esta es un área de presión más alta que mejora la eficiencia de entrada.

Brevemente, la entrada del conducto de refrigeración (3.1) se puede situar o bien en la parte frontal de la bifurcación de poste superior (7.3.1) donde la presión es más alta o en el lado lateral (es decir, para estar en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante) donde la presión es menor pero suficiente.

La figura 9 representa la posible ubicación adicional de la entrada del conducto de refrigeración (3.1) en la góndola externa (7.1) y en el carenado superior (7.4) entre la góndola externa (7.1) y el ala, donde las presiones disponibles son adecuadas para su instalación.

La ubicación más adecuada para la salida de aire de refrigeración es en la parte superior del carenado superior (7.4).

La figura 10 representa el perfil de misión de una aeronave (10) ejemplar usando una solución híbrida según la presente invención para el suministro de aire comprimido a lo largo de las fases de vuelo.

Si el consumidor de aire (6) se alimenta directamente con el aire sangrado extraído del único puerto (2.1), se representa en línea continua. Por otra parte, se representa con líneas discontinuas cuando el consumidor de aire (6) se alimenta por aire extraído a través del único puerto (2.1) y comprimido además por el compresor eléctrico (5). También, se representa con líneas de puntos cuando el consumidor de aire (6) se alimenta por el aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3) y se comprime además mediante el compresor eléctrico (5).

Se ha de señalar que, con propósitos ilustrativos, no se muestra superposición entre la operación del sistema de sangrado de aire (2) y la operación del al menos un compresor eléctrico (5) (o bien suministrado por aire de refrigeración o bien de sangrado), pero esta situación de superposición es de interés en la interfase cuando la fuente de aire comprimido cambia. En particular, los criterios seguidos por la unidad de control (no mostrada en estas figuras) para operar el sistema de sangrado de aire y/o el compresor eléctrico (5) tras recibir una entrada de condición de operación de la aeronave (10) (es decir, altitud de vuelo o fase de vuelo) se resume de la siguiente manera:

- Por debajo de una altitud predeterminada, preferiblemente 15000 pies (4572 m):

^o en el rodaje y el despegue, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6);

^o en el ascenso, el compresor eléctrico (5) continúa suministrando exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6) hasta la altitud predeterminada;

- Por encima de la altitud predeterminada:

^o aún en el ascenso, el equipo consumidor de aire (6) se alimenta directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (2) (es decir, sin pasar a través del compresor eléctrico);

^o en el crucero, el equipo consumidor de aire (6) continúa siendo alimentado directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (2 ) (es decir, sin pasar por el compresor eléctrico); y

- Una vez que finaliza la fase de crucero:

^o en el descenso y el mantenimiento por encima de la altitud predeterminada, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire sangrado procedente del conducto de sangrado (2 ), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6); y

- Por debajo de la altitud predeterminada:

^o aún en la aproximación o el aterrizaje, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6).

En otras palabras, a medida que la aeronave (10) pasa de una fase a otra, una unidad de control (no mostrada) recibe la entrada correspondiente y opera las válvulas correspondientes o directamente el compresor eléctrico (5), lo que afecta a la operación particular de una fuente de aire comprimido.

Como ya se mencionó, dado que el sistema de sangrado de aire opera exclusivamente en condiciones favorables desde el punto de vista del coste de la energía (altitud alta y velocidad relativamente alta), el conducto de sangrado de aire (2) junto con las válvulas o reguladores asociados se dimensionan según las condiciones de vuelo de la fase de crucero, que abarca la mayor parte del vuelo.

Las fases de vuelo que demandan energía, tales como la operación en tierra, el despegue o incluso la primera parte del ascenso, así como otras fases como el descenso (o la aproximación) y el mantenimiento, dependen exclusivamente del aire presurizado suministrado por el compresor o compresores eléctricos (5).

Por lo tanto, el compresor o compresores eléctricos (5) adaptan la presión entregada a la presión requerida por el consumidor de aire (6) según indicación de la unidad de control.

A lo largo de toda la descripción, los expertos en la técnica reconocerán que las cifras específicas de operación de la aeronave (10), o los parámetros de los sistemas de sangrado de aire dependen en gran medida de las características específicas del modelo de aeronave (10).

Claims

REIVINDICACIONES

1. Una instalación de aeronave (1) para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire (6) de la aeronave, la instalación de aeronave (1 ) que comprende:

- un motor de turbina de gas que tiene un único puerto (2.1 ) situado en una etapa de compresor baja-intermedia de tal motor de turbina de gas;

- un conducto de sangrado (2),

^o en un extremo en comunicación fluídica con el único puerto (2.1 ) del motor de turbina de gas, y

^o en el extremo opuesto (2.2) configurado para estar en comunicación fluídica con el equipo consumidor de aire; - un conducto de refrigeración (3) que comprende una entrada (3.1) por la que entra aire de refrigeración en el conducto de refrigeración, y una salida (3.2);

caracterizada por que la instalación de aeronave comprende, además:

- un conducto de ramal (4) en comunicación fluídica con el conducto de sangrado (2) y configurado para desviar una parte del aire sangrado del conducto de sangrado (2) hacia la salida (3.2) del conducto de refrigeración; y

-un compresor eléctrico (5) con una admisión (5.1) y una salida (5.2), de modo que

^o la admisión (5.1) está en comunicación fluídica con la salida (3.2) del conducto de refrigeración después de la unión con el conducto de ramal (4), y

^o la salida (5.2) está en comunicación fluídica con el extremo opuesto del conducto de sangrado (2) que se comunica con el equipo consumidor de aire (6).

2. Una instalación de aeronave según la reivindicación 1, en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) es una toma de aire dispuesta para enfrentarse sustancialmente al aire de refrigeración entrante que entra en el conducto de refrigeración (3).

3. Una instalación de aeronave (1) según reivindicación 1, en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) es una toma de aire dispuesta para estar en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante.

4. Una instalación de aeronave (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde la admisión (5.1) del compresor eléctrico (5) se conecta a la salida (3.2) del conducto de refrigeración (3) después de la unión del conducto de ramal (4) mediante un codo sustancialmente de 90°.

5. Una instalación de aeronave (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde la admisión (5.1) del compresor eléctrico (5) se conecta a la salida (3.2) del conducto de refrigeración (3) después de la unión del conducto de ramal (4) por un codo sustancialmente de 45°.

6. Una instalación de aeronave (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, que comprende, además, - un conjunto de válvulas que comprende:

^o una primera válvula dispuesta en el conducto de refrigeración (3);

^o una segunda válvula dispuesta en el conducto de sangrado (2) entre la abertura para desviar aire al conducto de ramal (4) y la salida (2.2); y

^o una tercera válvula dispuesta en el conducto de sangrado para permitir que los consumidores de aire se alimenten directamente con aire sangrado sin pasar a través del compresor eléctrico; y

- una unidad de control configurada para recibir una entrada con relación a la condición de operación de la aeronave (10) y para operar tal primera y/o segunda válvula y/o tercera válvula y/o compresor eléctrico (5) en base a la entrada recibida.

7. Una instalación de aeronave (1) según la reivindicación 6, en donde la unidad de control está configurada para operar selectivamente el conjunto de válvulas y/o el compresor eléctrico (5) dependiendo de la entrada recibida, de manera que:

- en el rodaje y el despegue, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6);

- en el ascenso, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3) hasta una altitud predeterminada, siendo la altitud predeterminada preferiblemente 15000 pies (4572 m);

luego, por encima de la altitud predeterminada, el equipo consumidor de aire (6) se alimenta directamente por aire sangrado del conducto de sangrado (2);

- en el crucero, el equipo consumidor de aire (6) se alimenta directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (2); y

- en el descenso y el mantenimiento por encima de la altitud predeterminada, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire sangrado del conducto de sangrado (2), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6); y

- por debajo de la altitud predeterminada, en la aproximación y el aterrizaje, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6).

8. Un turborreactor de doble flujo (7) que comprende:

- una góndola (7.1), y un carenado (7.2) dispuesto internamente a tal góndola (7.1) para cubrir un motor de turbina de gas,

-un ventilador colocado en la parte más delantera de la góndola (7.1) y conectado al motor de turbina de gas por un eje, en donde el ventilador se extiende hasta el diámetro de la góndola (7.1); de modo que

^o se forme una zona secundaria entre la góndola y el carenado para el paso de aire de refrigeración del ventilador; - un poste (7.3) para colgar todo el turborreactor de doble flujo (7) de un ala de una aeronave (10); y

- una instalación de aeronave (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7 para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire (6) de la aeronave, en donde la instalación de aeronave está instalada dentro del poste (7.3).

9. El turborreactor de doble flujo (7) según la reivindicación 8, siendo la instalación de aeronave (1) según la reivindicación 2; en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta en la parte más delantera de una bifurcación de poste (7.3.1) dentro de la zona secundaria formada entre la góndola (7.1) y el carenado (7.2) de modo que el aire de refrigeración que entra en el conducto de refrigeración (3) venga del ventilador.

10. El turborreactor de doble flujo (7) según la reivindicación 8, siendo la instalación de aeronave (1) según la reivindicación 3; en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta en ángulo con relación al aire de refrigeración entrante en una bifurcación de poste (7.3.1) dentro de la zona secundaria formada entre la góndola (7.1) y el carenado (7.2) de modo que el aire de refrigeración que entra en el conducto de refrigeración (3) venga del ventilador.

11. El turborreactor de doble flujo (7) según la reivindicación 8, en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta sobre una parte de un anillo periférico del carenado (7.2) de modo que el aire de refrigeración que entra al conducto de refrigeración (3) venga del ventilador.

12. - El turborreactor de doble flujo (7) según la reivindicación 8, en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta sobre la góndola (7.1) mediante una toma de aire dinámica.

13. El turborreactor de doble flujo (7) según la reivindicación 9, en donde el poste (7.3) está cubierto por un carenado superior (7.4) entre la góndola exterior (7.1) y el ala y en donde la entrada (3.1) del conducto de refrigeración (3) está dispuesta sobre tal carenado superior (7.4) mediante una toma de aire dinámica.

14. Una aeronave (10) que comprende al menos un turborreactor de doble flujo (7) según cualquiera de las reivindicaciones 8 a 13, en donde la aeronave (10) comprende además una máquina de ciclo de vapor (6.2) como equipo consumidor de aire (6).

15. Un método para suministrar aire presurizado a un equipo consumidor de aire (6) de una aeronave (10), el método que comprende:

- proporcionar una instalación de aeronave (1) según la reivindicación 7;

- operar el conjunto de válvulas y/o el compresor eléctrico en base a la entrada recibida, de modo que:

^o en el ascenso, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3) hasta una altitud predeterminada, siendo la altitud predeterminada preferiblemente 15000 pies (4572 m);

^o en el crucero, el equipo consumidor de aire (6) se alimenta directamente por el aire sangrado del conducto de sangrado (2); y

^o en el descenso y el mantenimiento por encima de la altitud predeterminada, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire sangrado del conducto de sangrado (2), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6); y

^o por debajo de la altitud predeterminada, en la aproximación y el aterrizaje, el compresor eléctrico (5) se alimenta solamente con aire de refrigeración del conducto de refrigeración (3), de modo que el compresor eléctrico (5) suministre exclusivamente aire comprimido al equipo consumidor de aire (6).