ES2952703T3

ES2952703T3 - Una aeronave

Info

Publication number: ES2952703T3
Application number: ES21198482T
Authority: ES
Inventors: Natalie C Wong; Thomas S Binnington; David A Jones; Daniel Blacker
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2020-10-09
Filing date: 2021-09-23
Publication date: 2023-11-03
Anticipated expiration: 2041-09-23
Also published as: EP3981965A1; ES2967927T3; EP3981973A1; EP3988771B1; GB202101017D0; GB2599744A; EP3988771A1; US20220205388A1; US20220112842A1; EP3981963A1; US20220112844A1; GB202101867D0; US11767789B2; GB2599743A; GB2599746A; GB202101015D0; EP3981969A1; US11649764B2; US20220112866A1; US20230193822A1

Abstract

Un avión comprende un cuerpo de máquina. El cuerpo de la máquina encierra un motor de turbina de gas turbofan. El motor de turbina de gas turbofan comprende, en secuencia de flujo axial, un módulo intercambiador de calor, un conjunto de ventilador, un módulo compresor, un módulo de turbina y un módulo de escape. El módulo intercambiador de calor está en comunicación fluida con el conjunto de ventilador mediante un conducto de entrada. El módulo intercambiador de calor comprende una pluralidad de primeros elementos de transferencia de calor, estando configurados los primeros elementos de transferencia de calor para la transferencia de energía térmica desde un primer fluido contenido dentro de los primeros elementos de transferencia de calor a un flujo de aire que pasa sobre una superficie de los primeros elementos de transferencia de calor. elementos antes de la entrada del flujo de aire en una entrada al conjunto de ventilador. El primer fluido contenido dentro de los primeros elementos de transferencia de calor tiene una temperatura TF, y el flujo de aire que pasa sobre la superficie de los primeros elementos de transferencia de calor tiene una temperatura TA. El motor de turbina de gas turbofan comprende además al menos un segundo elemento de transferencia de calor, estando configurado el o cada segundo elemento de transferencia de calor para la transferencia de energía térmica desde el primer fluido a un segundo fluido. En uso, la aeronave puede mantener una velocidad sostenida del aire. V (M), y cuando la temperatura del flujo de aire TA es menor que la temperatura del primer fluido TF, el primer fluido pasa a través de los primeros elementos de transferencia de calor. Cuando la temperatura del flujo de aire TA es igual o mayor que la temperatura del primer fluido TF, el primer fluido pasa a través de los segundos elementos de transferencia de calor. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Una aeronave

Campo de la descripción

La presente descripción se refiere a una aeronave que tiene una única abertura de admisión de aire del motor y una única abertura de escape del motor para cada motor y particularmente, pero no exclusivamente, a una aeronave que tiene una única abertura de admisión de aire del motor y una única abertura de escape del motor con un intercambiador de calor del fuselaje colocado en la abertura de admisión de aire.

Antecedentes de la descripción

Un motor de turbina de gas turboventilador convencional usa intercambiadores de calor para enfriar una variedad de fluidos que incluyen entre otros aire, combustible y aceite. Típicamente, los intercambiadores de calor usan aire de derivación o una toma de aire del compresor como el medio de enfriamiento. El intercambiador de calor en sí mismo puede colocarse en el conducto de derivación o externamente al motor con la canalización correspondiente.

El uso de aire de derivación o una corriente de toma del compresor como el medio de enfriamiento en un intercambiador de calor afectará negativamente el rendimiento del motor, por ejemplo, al reducir la propulsión específica o aumentar el consumo específico de combustible. Alternativamente, o adicionalmente, las tomas pueden afectar negativamente el rendimiento del motor, por ejemplo, al reducir el margen de sobrecarga.

En un arreglo convencional alternativo, puede extraerse por separado un flujo de aire para proporcionar el medio de enfriamiento en un intercambiador de calor a partir del flujo de aire a través del motor de turbina de gas. Por ejemplo, en una aplicación del fuselaje el flujo de aire que proporciona el medio de enfriamiento puede extraerse a partir de una admisión de aire o conducto separado del motor.

Como se usa en la presente, un rango "del valor X al valor Y" o "entre el valor X y el valor Y", o similares, denota un rango inclusivo; que incluye los valores límite de X e Y. Como se usa en la presente, el término "plano axial" denota un plano que se extiende a lo largo de la longitud de un motor, paralelo a y que contiene una línea central axial del motor, y el término "plano radial" denota un plano que se extiende perpendicular a la línea central axial del motor, de manera que incluye todas las líneas radiales en la posición axial del plano radial. Los planos axiales pueden denominarse además planos longitudinales, ya que se extienden a lo largo de la longitud del motor. Una distancia radial o una distancia axial es por lo tanto una distancia en un plano radial o axial, respectivamente.

Los documentos US 2014/223917 y US 4705100 describen motores turboventilador de aeronaves de la técnica anterior.

Declaraciones de la descripción

De acuerdo con un primer aspecto de la presente descripción, se proporciona una aeronave de acuerdo con la reivindicación 1.

Cuando la temperatura del flujo de aire T^aes menor que la temperatura del primer fluido T^fel primer fluido se circula a través de los primeros elementos de transferencia de calor en el módulo de intercambiador de calor y la energía térmica del primer fluido se rechaza al flujo de aire que pasa a través del módulo de intercambiador de calor y que pasa sobre la superficie de los primeros elementos de transferencia de calor.

Cuando la temperatura del flujo de aire T^aes menor que la temperatura del primer fluido T^f, la energía térmica residual puede transferirse de manera efectiva del primer fluido al flujo de aire en los primeros elementos de transferencia de calor. Por ejemplo, a una velocidad de aire sostenida de M 0,95 el flujo de aire entrante puede tener una temperatura de aproximadamente 65 °C, mientras que el primer fluido puede tener típicamente una temperatura de aproximadamente 150 °C.

Sin embargo, cuando la velocidad de aire sostenida aumenta, por ejemplo, a un nivel supersónico, la temperatura del flujo de aire que entra en el intercambiador de calor aumenta por encima de la temperatura del aire ambiente. Esto se debe a que el flujo de aire debe ralentizarse a un nivel subsónico a medida que entra en la entrada del motor turboventilador. En el proceso de ralentizar el flujo de aire su temperatura aumenta debido a las pérdidas viscosas provocadas al ralentizar el flujo de aire.

La temperatura del flujo de aire puede por lo tanto ser mayor que la temperatura del primer fluido, lo que hace imposible rechazar la energía térmica residual del primer fluido al flujo de aire que pasa a través del módulo de intercambiador de calor.

En consecuencia, a una alta velocidad de aire sostenida, por ejemplo, M 1,0 o mayor, el primer fluido pasa a través de los segundos elementos de transferencia de calor y la energía térmica del primer fluido se rechaza al segundo fluido al pasar a través de los segundos elementos de transferencia de calor. La temperatura del segundo fluido es mayor que la temperatura del aire ambiente que entraría en el motor turboventilador a una baja velocidad de aire sostenida, por ejemplo menor que M 1,0, pero es menor que la temperatura del flujo de aire que entra en el motor turboventilador a una alta velocidad de aire sostenida, por ejemplo mayor que M 1,0. 0pcionalmente, el conjunto de ventilador comprende una pluralidad de aspas del ventilador que definen un diámetro del ventilador (D), y el diámetro del ventilador D está dentro del rango de 0,3 m a 2,0 m, preferiblemente dentro del rango de 0,4 m a 1,5 m, y más preferiblemente en el rango de 0,7 m a 1,0 m.

En consecuencia, para la misma carga de energía térmica rechazada al flujo de aire a través del intercambiador de calor, la pérdida en la eficiencia propulsiva del motor turboventilador es proporcionalmente más pequeña para un motor turboventilador de gran diámetro (por ejemplo, aproximadamente de 1,5 a 2,0 metros de diámetro) que para un motor turboventilador de pequeño diámetro.

0pcionalmente, el módulo de intercambiador de calor tiene un diámetro de trayectoria de fluido E, en donde el diámetro de trayectoria de fluido E es mayor que el diámetro del ventilador D.

0pcionalmente, el motor de turbina de gas turboventilador comprende además una carcasa exterior, la carcasa exterior que encierra el arreglo secuencial del módulo de intercambiador de calor, el conjunto de ventilador, el módulo de compresor, y el módulo de turbina, un conducto de derivación anular que se define entre la carcasa exterior y el arreglo secuencial de módulos, una relación de derivación que se define como una relación de una caudal de aire másico a través del conducto de derivación a una caudal de aire másico a través del arreglo secuencial de módulos, y en donde la relación de derivación es menor que 4,0.

Un motor turboventilador que tiene una relación de derivación (BPR) de menos de aproximadamente 4,0 tendrá un conducto de derivación generalmente más pequeño (el conducto anular que rodea el motor de turbina de gas central) que un motor turboventilador que tiene una BPR mayor que aproximadamente 4,0. Para un motor turboventilador con una BPR mayor que, digamos, 4,0, el volumen del conducto de derivación correspondientemente más grande proporciona más alcance para colocar un intercambiador de calor dentro del conducto de derivación que en el caso de un motor turboventilador de baja BPR.

0pcionalmente, el conjunto de ventilador comprende dos o más etapas del ventilador, al menos una de las etapas del ventilador que comprende una pluralidad de aspas del ventilador que definen el diámetro del ventilador D.

De acuerdo con un aspecto adicional de la presente descripción, se proporciona un método de acuerdo con la reivindicación 6 para hacer funcionar una aeronave.

Cuando la temperatura del flujo de aire T^aes menor que la temperatura del primer fluido T^f, el primer fluido se circula a través de los primeros elementos de transferencia de calor en el módulo de intercambiador de calor y la energía térmica del primer fluido se rechaza al flujo de aire que pasa a través del módulo de intercambiador de calor y que pasa sobre la superficie de los primeros elementos de transferencia de calor.

En consecuencia, a una alta velocidad de aire sostenida, por ejemplo, M 1,0 o mayor, el primer fluido pasa a través de los segundos elementos de transferencia de calor y la energía térmica del primer fluido se rechaza al segundo fluido al pasar a través de los segundos elementos de transferencia de calor. La temperatura del segundo fluido es mayor que la temperatura del aire ambiente que entraría en el motor turboventilador a una baja velocidad de aire sostenida, por ejemplo, menor que M 1,0, pero es menor que la temperatura del flujo de aire que entra en el motor turboventilador a una alta velocidad de aire sostenida, por ejemplo, mayor que M 1,0.

Breve descripción de los dibujos

A continuación, se presenta una descripción de una modalidad de la descripción, a modo de ejemplo no limitante, que hace referencia a los dibujos acompañantes en los que:

La Figura 1 muestra una vista esquemática en perspectiva de una aeronave de acuerdo con una primera modalidad de la descripción;

La Figura 2 muestra una vista esquemática en sección de la aeronave de la Figura 1;

La Figura 3 muestra una vista esquemática del módulo de intercambiador de calor y el módulo de ventilador del motor de turbina de gas turboventilador de la aeronave de la Figura 1;

La Figura 4 muestra una vista esquemática en sección del módulo de intercambiador de calor y el módulo de ventilador del motor de turbina de gas turboventilador de la aeronave de la Figura 1; y

La Figura 5 muestra un arreglo alternativo del módulo de intercambiador de calor y el módulo de ventilador mostrados en la Figura 4.

Se observa que los dibujos pueden no estar a escala. Los dibujos tienen la intención de representar sólo aspectos típicos de la descripción, y por lo tanto no deben considerarse como limitantes del alcance de la descripción. En los dibujos, la numeración similar representa elementos similares entre los dibujos.

Descripción detallada

Con referencia a las Figuras 1 y 2, una aeronave de acuerdo con una primera modalidad de la descripción se designa generalmente por el numeral de referencia 100. La aeronave 100 comprende un cuerpo de máquina 102 en la forma de un fuselaje con alas y un plano de cola. El cuerpo de máquina 102 encierra un motor de turbina de gas turboventilador 110, junto con una pluralidad de sistemas auxiliares 104.

Dentro del cuerpo de máquina 102 hay un volumen de cabina 106, un volumen de carga 108, y una pluralidad de sistemas auxiliares 104.

El motor de turbina de gas turboventilador 110 comprende, en secuencia de flujo axial, un módulo de intercambiador de calor 120, un módulo de ventilador 130, un módulo de compresor 140, un módulo de combustor 150, un módulo de turbina 160, y un módulo de escape 170. El motor de turbina de gas turboventilador 110 comprende además un segundo elemento de transferencia de calor 124. El segundo elemento de transferencia de calor 124 toma la forma de un intercambiador de calor que usa el combustible del motor como un medio de enfriamiento.

El módulo de ventilador 130, el módulo de compresor 140, el módulo de combustor 150, el módulo de turbina 160, y el módulo de escape 170, que juntos forman el motor central, se encierran dentro de una carcasa exterior 180. Se define un conducto de derivación anular 182 entre el motor central y la carcasa exterior 180.

El módulo de intercambiador de calor 120 comprende una pluralidad de primeros elementos del intercambiador de calor 122. En el presente arreglo, ilustrado en la Figura 3, los primeros elementos del intercambiador de calor 122 se disponen como una matriz circunferencial de paletas 122 que se extienden radialmente. El flujo de aire de entrada 101 pasa sobre la superficie de los primeros elementos del intercambiador de calor 122 a medida que el flujo de aire pasa a través del módulo de intercambiador de calor 120.

El módulo de intercambiador de calor 120 tiene una capacidad total de rechazo de calor. La capacidad total de rechazo de calor es la cantidad de energía térmica residual que puede disiparse en un flujo de aire que pasa a través del módulo de intercambiador de calor 120.

El cuerpo de máquina 102 comprende sólo una abertura de entrada de fluido 112. La abertura de entrada de fluido 112 se configura para permitir que un flujo de aire de admisión 101 entre en el cuerpo de máquina 102. En otras palabras, sólo hay una abertura de entrada 112 en el cuerpo de máquina 102 a través de la cual puede entrar un flujo de aire 101 en el cuerpo de máquina 102.

El flujo de aire de admisión 101 pasa a través del módulo de intercambiador de calor 120 y posteriormente pasa a través del módulo de ventilador 130. Una vez que pasa a través del módulo de ventilador, el flujo de aire se divide en un primer flujo (no mostrado) y un segundo flujo (no mostrado). El primer flujo (el flujo 'central') pasa secuencialmente a través del motor central, es decir secuencialmente a través del módulo de compresor 140, el módulo de combustor 150, el módulo de turbina 160, y el módulo de escape 170. El segundo flujo (el flujo de 'derivación') sale del módulo de ventilador 130 y pasa a través del conducto de derivación anular 182 al módulo de escape 170.

El cuerpo de máquina 102 comprende además sólo una abertura de escape de fluido 104. El flujo de aire del módulo de escape 170 sale del cuerpo de máquina 102 a través de la única abertura de escape de fluido 104. En otras palabras, sólo hay una abertura de escape 104 en el cuerpo de máquina 102 a través de la cual puede salir un flujo de aire 101 del cuerpo de máquina 102.

Como se mencionó anteriormente, el cuerpo de máquina 102 de la presente descripción sólo incluye dos aberturas 112, 114 en su superficie exterior; una abertura de entrada 112 que permite un flujo de aire en el cuerpo de máquina y una abertura de escape 114 que permite que el flujo de aire se expulse del cuerpo de máquina. La presencia de aberturas en el cuerpo de máquina 102 provoca una resistencia aerodinámica parasitaria en el cuerpo de máquina 102. Como en el presente arreglo, el uso de sólo dos aberturas 112,114 en el cuerpo de máquina 102 minimiza esta resistencia aerodinámica parasitaria.

En el presente arreglo, el conjunto de ventilador 130 comprende dos etapas del ventilador (no mostradas), con cada etapa del ventilador que comprende una pluralidad de aspas del ventilador (no mostradas). En el presente arreglo cada etapa del ventilador tiene el mismo diámetro del ventilador 132, con la respectiva pluralidad de aspas del ventilador que definen un diámetro del ventilador de 0,9 m. En un arreglo alternativo, las dos etapas del ventilador pueden tener diferentes diámetros del ventilador 132 cada uno definido por la pluralidad correspondiente de aspas del ventilador. Como se mencionó anteriormente, el diámetro del ventilador (D) 132 se define por un círculo circunscrito por los bordes delanteros de la respectiva pluralidad de aspas del ventilador.

En uso, tanto el motor de turbina de gas turboventilador 110 como los sistemas auxiliares 104 generan energía térmica residual que debe disiparse para garantizar el funcionamiento seguro del motor turboventilador 110 y los sistemas auxiliares 104.

Como se muestra en la Figura 3, el módulo de intercambiador de calor 120 tiene un área de flujo (Ahex) 126. El área de flujo del módulo de intercambiador de calor 126 es el área de sección transversal del módulo de intercambiador de calor 120 a través de la cual pasa un flujo de aire de entrada 101 antes de aspirarse por el módulo de ventilador 130. En el presente arreglo, el área de flujo del módulo de intercambiador de calor 126 tiene una sección transversal anular y se corresponde directamente con la forma del flujo de aire que pasa a través del módulo de intercambiador de calor 120.

El módulo de ventilador 130 tiene un área de flujo correspondiente (A^fan) 134. El área de flujo del módulo de ventilador 134 es el área de sección transversal del módulo de ventilador 130 a través del cual pasa un flujo de aire de entrada 101 antes de separarse en el flujo del motor central y el flujo de derivación. El área de flujo del conjunto de ventilador 134 tiene una forma anular ya que corresponde con el área anular barrida por las aspas del ventilador 131.

En el presente arreglo (ilustrado en la Figura 4) el área de flujo del módulo de intercambiador de calor 126 es igual al área de flujo del módulo de ventilador 134, y la relación correspondiente de Ahex/Afan es igual a 1,0.

El módulo de intercambiador de calor 120 tiene un diámetro de flujo (E) 128, que es el diámetro del flujo de aire que pasa a través del módulo de intercambiador de calor 120. En el presente arreglo, mostrado en la Figura 4, el diámetro de flujo del módulo de intercambiador de calor 128 es igual al diámetro del ventilador 132. En un arreglo alternativo (ver Figura 5) el diámetro de flujo del módulo de intercambiador de calor 228 es mayor que el diámetro del ventilador 132.

El módulo de intercambiador de calor 120 se configura para transferir una carga térmica residual del motor de turbina de gas 110 y los sistemas auxiliares 104 al flujo de fluido 101 antes de que el flujo de fluido 101 entre en el módulo de ventilador 130. Un primer fluido 116, que en esta modalidad es un aceite sintético, se circula a través de las partes calientes del motor turboventilador 110 y los sistemas auxiliares 104 para recolectar energía térmica residual. Como se mencionó anteriormente, una vez que el flujo de aire 101 ha pasado a través del módulo de ventilador 130, el flujo de aire 101 se divide en dos partes de flujo, una primera parte denominada 'flujo central' y una segunda parte denominada 'flujo de derivación'. El flujo central entra en el módulo de compresor 140 y continúa secuencialmente a través del módulo de combustor 150, el módulo de turbina 160, y el módulo de escape 170. El flujo de derivación pasa a través del conducto de derivación anular 182 al módulo de escape 170. El flujo central y el flujo de derivación se unen en el módulo de escape 170 y se expulsan del cuerpo de máquina 102 a través de la abertura de escape 114.

El flujo central puede caracterizarse por el parámetro B^combque representa la proporción del flujo de fluido 101 que entra en el cuerpo de máquina 102 que pasa posteriormente secuencialmente a través de los módulos de compresor, combustor, turbina y escape 140, 150, 160, 170. En el presente arreglo, el motor turboventilador 110 tiene una relación de derivación de 2. En este arreglo, el motor turboventilador 110 puede caracterizarse por un parámetro Bcomb de 0,29.

En uso, en una condición de crucero la aeronave 100 es capaz de mantener una velocidad de aire sostenida V (en metros por segundo, m/s). Se ha proporcionado anteriormente en la descripción una definición para la condición de crucero. A esta velocidad de aire sostenida V, el módulo de intercambiador de calor 120 transfiere una carga total de energía térmica residual H (en vatios, W) al flujo de fluido 101.

En uso, cuando la velocidad de aire sostenida V de la aeronave 100 es menor que Mach 1,0 (es decir la aeronave 100 está en vuelo subsónico) el primer fluido 116 se circula a través de los primeros elementos del intercambiador de calor 122 para disipar la energía térmica residual contenida en el primer fluido 116 al flujo de fluido de entrada 101.

Cuando la velocidad de aire sostenida V de la aeronave 100 excede, por ejemplo, Mach 1,0 (es decir condiciones de vuelo supersónico) la temperatura del flujo de fluido de entrada (T^a) 101 aumenta. Este aumento de temperatura reducirá significativamente la eficiencia de la transferencia de la energía térmica residual del primer fluido 116 al flujo de fluido de entrada 101.

El aumento continuo en la velocidad de aire sostenida V de la aeronave 100 provocará un aumento continuo en la temperatura del flujo de fluido de entrada 101. Una vez que esta temperatura Ta alcanza la temperatura del primer fluido (Tf) 116 no será posible disipar la energía térmica residual al flujo de fluido de entrada 101 a través de los primeros elementos de transferencia de calor 122.

En consecuencia, en el arreglo de la presente invención, cuando la temperatura del flujo de aire Ta es igual a o mayor que la primera temperatura del fluido Tf, el flujo del primer fluido 116 se dirige a través del segundo elemento de transferencia de calor 124. El segundo elemento de transferencia de calor 124 usa el suministro de combustible al motor turboventilador 110 como el medio de enfriamiento.

Mientras que la temperatura del flujo de fluido de entrada Ta 101 aumentará en y por encima de una velocidad de aire sostenida de, por ejemplo, M 1,0, la temperatura del combustible del motor se mantendrá sustancialmente constante. Al dirigir el primer fluido 116 a través del segundo elemento de transferencia de calor 124 se vuelve posible continuar disipando la energía térmica residual del motor turboventilador 110 y los sistemas auxiliares 104 incluso cuando la temperatura del flujo de fluido de entrada 101 es mayor que la temperatura del primer fluido 116.

0bserve que los términos "turbina de baja presión" y "compresor de baja presión" como se usan en la presente pueden entenderse como las etapas de la turbina de presión más baja y las etapas del compresor de presión más baja (es decir sin incluir el ventilador 23) respectivamente y/o las etapas de la turbina y el compresor que se conectan entre sí por el eje de interconexión 26 con la velocidad de rotación más baja en el motor. En algunas literaturas, la "turbina de baja presión" y el "compresor de baja presión" denominados en la presente descripción pueden conocerse alternativamente como la "turbina de presión intermedia" y el "compresor de presión intermedia". Cuando se usa la nomenclatura alternativa, el ventilador 23 puede denominarse una primera etapa de compresión, o presión más baja.

0tros motores de turbina de gas a los cuales puede aplicarse la presente descripción pueden tener configuraciones alternativas. Por ejemplo, los motores pueden tener un número alternativo de compresores y/o turbinas y/o un número alternativo de ejes de interconexión. Aunque el ejemplo descrito se refiere a un motor turboventilador con un ventilador rodeado por una góndola, la descripción puede aplicarse, por ejemplo, a un motor turboventilador con un rotor abierto (en el que la etapa del ventilador no se rodea por una góndola) o, en un ejemplo que no cae dentro de las reivindicaciones, a un motor turbohélice.

La geometría del motor de turbina de gas 10, y sus componentes, se define por un sistema de ejes convencional, que comprende una dirección axial (que se alinea con el eje de rotación 9), una dirección radial (en la dirección de abajo hacia arriba en la Figura 1), y una dirección circunferencial (perpendicular a la página en la vista de la Figura 1). Las direcciones axial, radial y circunferencial son mutuamente perpendiculares.

Se entenderá que la invención no se limita a las modalidades descritas anteriormente. La invención se define en las reivindicaciones adjuntas.

Claims

REIVINDICACI0NES

1. Una aeronave (100) que comprende un cuerpo de máquina (102), el cuerpo de máquina que encierra un motor de turbina de gas turboventilador (110), el motor de turbina de gas turboventilador que comprende, en secuencia de flujo axial, un módulo de intercambiador de calor (120), un conjunto de ventilador (130), un módulo de compresor (140), un módulo de turbina (160), y un módulo de escape (170), el módulo de intercambiador de calor que está en comunicación de fluidos con el conjunto de ventilador mediante un conducto de entrada, el módulo de intercambiador de calor que comprende una pluralidad de primeros elementos de transferencia de calor (122), los primeros elementos de transferencia de calor que se configuran para la transferencia de energía térmica de un primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) contenido dentro de los primeros elementos de transferencia de calor a un flujo de aire (101) que pasa sobre una superficie de los primeros elementos de transferencia de calor antes de entrar en el flujo de aire (101) en una entrada del conjunto de ventilador, el primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) contenido dentro de los primeros elementos de transferencia de calor que tiene una temperatura Tf, el flujo de aire (101) que pasa sobre la superficie de los primeros elementos de transferencia de calor que tiene una temperatura Ta, el motor de turbina de gas turboventilador que comprende además al menos un segundo elemento de transferencia de calor (124), el o cada segundo elemento de transferencia de calor que se configura para la transferencia de energía térmica del primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) a un segundo fluido,

en donde, en uso, la aeronave puede mantener una velocidad de aire sostenida V (M), y la aeronave que se configura de manera que, cuando la temperatura del flujo de aire Ta es menor que la temperatura del primer fluido Tf, se dirige un flujo del primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) a través de los primeros elementos de transferencia de calor, y cuando la temperatura del flujo de aire T^aes igual a o mayor que la temperatura del primer fluido T^f, se dirige el flujo del primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) a través de los segundos elementos de transferencia de calor.

2. La aeronave como se reivindicó en la reivindicación 1, en donde el conjunto de ventilador comprende una pluralidad de aspas del ventilador que definen un diámetro del ventilador (D), y el diámetro del ventilador D está dentro del rango de 0,3 m a 2,0 m, preferiblemente dentro del rango de 0,4 m a 1,5 m, y más preferiblemente en el rango de 0,7 m a 1,0 m.

3. La aeronave como se reivindicó en la reivindicación 1 o la reivindicación 2, en donde el módulo de intercambiador de calor tiene un diámetro de trayectoria de fluido E, en donde el diámetro de trayectoria de fluido E es mayor que el diámetro del ventilador D.

4. La aeronave como se reivindicó en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde el motor de turbina de gas turboventilador comprende además una carcasa exterior, la carcasa exterior que encierra el arreglo secuencial del módulo de intercambiador de calor, el conjunto de ventilador, el módulo de compresor, y el módulo de turbina, un conducto de derivación anular que se define entre la carcasa exterior y el arreglo secuencial de módulos, una relación de derivación que se define como una relación de una caudal de aire másico a través del conducto de derivación a una caudal de aire másico a través del arreglo secuencial de módulos, y en donde la relación de derivación es menor que 4.0.

5. La aeronave como se reivindicó en cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en donde el conjunto de ventilador comprende dos o más etapas del ventilador, al menos una de las etapas del ventilador que comprende una pluralidad de aspas del ventilador que definen el diámetro del ventilador D.

6. Un método para hacer funcionar una aeronave (100) que comprende un cuerpo de máquina (102), el cuerpo de máquina que encierra un motor de turbina de gas turboventilador (110), el motor de turbina de gas que comprende, en secuencia de flujo axial, un módulo de intercambiador de calor (120), un conducto de entrada, un conjunto de ventilador (130), un módulo de compresor (140), un módulo de turbina (160), y un módulo de escape (170), y en donde el método comprende las etapas de:

(i) proporcionar el conjunto de ventilador, el módulo de compresor, el módulo de turbina, y el módulo de escape;

(ii) proporcionar el módulo de intercambiador de calor (120) con una pluralidad de primeros elementos de transferencia de calor (122) para la transferencia de calor de un primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) contenido dentro de los elementos de transferencia de calor a un flujo de aire (101) que pasa sobre una superficie de los elementos de transferencia de calor antes de entrar en el flujo de aire (101) en el conjunto de ventilador, el primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) que tiene una temperatura T^F;

(iii) proporcionar al menos un segundo elemento de transferencia de calor (124) para la transferencia de calor del primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) a un segundo fluido

(iv) colocar el módulo de intercambiador de calor en comunicación de fluidos con el conjunto de ventilador mediante el conducto de entrada; y

(v) hacer funcionar la aeronave de manera que la aeronave mantiene una velocidad de aire sostenida V y el flujo de aire que pasa sobre una superficie de los primeros elementos de transferencia de calor tiene una temperatura T^a;

(vi) hacer funcionar la aeronave de manera que, si la temperatura T^aes menor que la temperatura T^f, dirigir un flujo del primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) a través de los primeros elementos de transferencia de calor; y

(vii) hacer funcionar la aeronave de manera que, si la temperatura T^aes igual a o mayor que la temperatura T^f, dirigir el flujo del primer fluido de recolección de calor residual del motor (116) a través de los segundos elementos de transferencia de calor.