ES2966882T3 - Sistema motopropulsor de aeronave - Google Patents

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ES2966882T3 ES20178602T ES20178602T ES2966882T3 ES 2966882 T3 ES2966882 T3 ES 2966882T3 ES 20178602 T ES20178602 T ES 20178602T ES 20178602 T ES20178602 T ES 20178602T ES 2966882 T3 ES2966882 T3 ES 2966882T3
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Abstract

Se describe un sistema de refrigeración (201) para una planta de energía de aeronave de combustión interna (200) enfriada por líquido para una aeronave que tiene un cono de cola (T). El sistema de enfriamiento (201) tiene: una entrada de aire (202a) definida a través de una pared (T2) del cono de cola (T) y conectada de manera fluida a un ambiente (E) exterior a la aeronave; un intercambiador de calor (126) que tiene al menos un primer conducto (126b) conectado de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada de aire (202a) y al menos un segundo conducto (126a) en relación de intercambio de calor con al menos un primer conducto (126b) y conectable de manera fluida a un circuito de refrigerante (112c) de la planta de energía de aeronave de combustión interna (200) enfriada por líquido; un soplador (214) conectado de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada de aire (208a, 202a); y una salida de aire (C1) conectada de manera fluida al soplador (214) y definida a través de una pared (T2, C2) de la aeronave aguas arriba de la entrada de aire (208a, 202a) con respecto a una dirección de un flujo de aire (D2) a lo largo de la aeronave. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema motopropulsor de aeronave
Campo técnico
La solicitud se refiere en general a sistemas motopropulsores de aeronaves y, más particularmente, a sistemas y métodos para suministrar aire para ser utilizado por tales sistemas motopropulsores.
Antecedentes de la técnica
Una sistema motopropulsor de aeronave, tal como una unidad de potencia auxiliar (APU), está contenida normalmente dentro de un compartimento del motor definido por una aeronave. En algunos casos, un refrigerante líquido y/o un lubricante del sistema motopropulsor necesita ser refrigerado.
El documento US 2020/108915 A1 describe un conjunto de motor con superficie porosa de succión de capa límite, el documento EP 3127814 A1 describe un conjunto de calentamiento de aeronave, el documento Us 2017/267341 A1 describe un sistema de control direccional, y el documento EP 3 396 148 A1 describe un conjunto de motor en compartimento.
Compendio
En un aspecto, se proporciona una aeronave como se establece en la reivindicación 1.
En una realización de lo anterior, un escape del sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido se conecta de manera fluida al entorno a través de un tubo de escape y en donde el soplador se conecta de manera fluida a la entrada de aire a través de un anillo definido entre el tubo de escape y un tubo de entrada de aire.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, el tubo de entrada de aire y el tubo de escape son concéntricos.
En una realización adicional de cualquiera de lo anterior, el soplador se ubica dentro de un conducto de soplador que tiene una entrada de conducto conectada de manera fluida al entorno a través de la entrada de aire y una salida de conducto conectada de manera fluida al entorno a través de la salida de aire, el intercambiador de calor dispuesto antes de la entrada de conducto, el al menos un primer conducto del intercambiador de calor conectado de manera fluida a la entrada de conducto.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, el conducto de soplador se divide en dos subconductos después del soplador, un tubo de escape que se extiende entre los dos subconductos, el tubo de escape que conecta de manera fluida un escape del sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido al entorno.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, el sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido incluye un bloque de motor que define al menos una cámara de combustión de volumen variable, el bloque de motor hecho de aluminio.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, el sistema de refrigeración comprende además al menos una manta térmica dispuesta sobre y alrededor del tubo de escape.
En una realización adicional de lo anterior, el soplador está en acoplamiento de accionamiento con un eje del sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido.
En una realización adicional de cualquiera de lo anterior, el sistema de refrigeración comprende además una pared anular que se extiende al menos radialmente desde el tubo de escape a la pared del cono de cola, la pared anular en un acoplamiento de sellado con el tubo de escape y con la pared del cono de cola.
En una realización adicional de cualquiera de lo anterior, cada una de las rejillas se extiende a lo largo de una anchura tomada en una dirección circunferencial respecto a un eje de la aeronave y a lo largo de una longitud tomada en una dirección axial con respecto al eje, la anchura mayor que la longitud.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, cada una de las rejillas define una abertura orientada lejos de un vértice del cono de cola.
En una realización adicional de cualquiera de lo anterior, cada una de las rejillas incluye una lama que se extiende en un ángulo desde la pared hasta un borde de la lama, la abertura definida entre la pared y el borde de la lama.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, el sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido incluye un motor de combustión interna giratorio.
En otro aspecto, se proporciona un método como se establece en la reivindicación 11.
En una realización de lo anterior, el método comprende además expulsar gases de escape generados por el sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido a través de un tubo de escape y en donde accionar el flujo del aire de refrigeración incluye dirigir el flujo del aire de refrigeración a través de un anillo definido entre un tubo de entrada de aire y el tubo de escape.
En una realización adicional de cualquiera de los anteriores, accionar el flujo de aire de refrigeración incluye aspirar aire del entorno con las rejillas.
Descripción de los dibujos
Ahora se hace referencia a las figuras adjuntas en las que:
la Fig. 1 es una vista esquemática en sección transversal de un motor giratorio de combustión interna según una realización particular;
la Fig. 2 es una vista esquemática de un conjunto de motor según una realización;
la Fig. 3 es una vista esquemática tridimensional parcialmente transparente de un sistema motopropulsor de aeronave según una realización contenida dentro de un compartimento del motor ubicado dentro de una sección de cola de una aeronave;
la Fig. 4 es una vista esquemática en sección transversal del sistema motopropulsor de aeronave de la Fig. 3;
La Fig. 5 es una vista esquemática tridimensional inferior del sistema motopropulsor de aeronave de la Fig. 3;
la Fig. 6 es una vista esquemática superior parcialmente transparente del sistema motopropulsor de aeronave de la Fig. 3;
la Fig. 7 es una vista esquemática recortada de un conducto de entrada de aire del sistema motopropulsor de aeronave de la Fig. 3; y
la Fig. 8 es una vista esquemática en sección transversal de una rejilla según una realización que puede usarse como una entrada para el conducto de entrada de aire mostrado en la Fig. 7.
Descripción detallada
Con referencia a la Fig. 1, se muestra esquemáticamente un motor 10 giratorio de combustión interna conocido como motor de Wankel. El motor 10 giratorio comprende un cuerpo 12 exterior que tiene paredes 14 de extremo separadas axialmente con una pared 18 periférica que se extiende entre ellas para formar una cavidad 20 de rotor. La superficie interior de la pared 18 periférica de la cavidad 20 tiene un perfil que define dos lóbulos, que es preferiblemente un epitrocoide.
En una realización particular, el cuerpo 12 exterior está hecho de aluminio. El aluminio podría ser ventajoso para aplicaciones aeronáuticas ya que es menos denso que el acero. Sin embargo, el aluminio tiene un coeficiente de conductividad térmica mayor que el del acero y tiene un punto de fusión menor que el del acero. La refrigeración apropiada podría ser necesaria cuando se usa un motor de combustión interna que tiene un cuerpo hecho de aluminio. Más detalles sobre esto se presentan a continuación en la presente memoria.
Un cuerpo o rotor 24 interior se recibe dentro de la cavidad 20. El rotor 24 tiene caras 26 de extremo separadas axialmente adyacentes a las paredes 14 de extremo del cuerpo exterior, y una cara 28 periférica que se extiende entre ellas. La cara 28 periférica define tres partes 30 de ápice separadas circunferencialmente y un perfil generalmente triangular con los lados 36 arqueados hacia afuera. Las partes 30 de ápice están acopladas de manera estanca con la superficie interior de la pared 18 periférica para formar tres cámaras 32 de combustión giratorias entre el rotor 24 interior y el cuerpo 12 exterior. El eje geométrico del rotor 24 está desplazado de y en paralelo al eje del cuerpo 12 exterior.
Las cámaras 32 de combustión son estancas. En la realización mostrada, cada parte 30 de ápice del rotor cuenta con una junta 52 de ápice que se extiende desde una cara 26 de extremo a la otra y presionada radialmente hacia afuera contra la pared 18 periférica. Una junta 54 de extremo se acopla a cada extremo de cada junta 52 de ápice, y se presiona contra la respectiva pared 14. Cada cara 26 de extremo del rotor 24 tiene al menos una junta 60 de cara en forma de arco que va desde cada parte 30 de vértice a cada parte 30 de vértice adyacente, adyacente pero hacia el interior de la periferia del rotor en toda su longitud, en acoplamiento de sellado con la junta 54 de extremo adyacente a cada extremo de la misma y presionada en acoplamiento de sellado con la pared 14 de extremo adyacente. También son posibles disposiciones de sellado alternativas.
Aunque no se muestra en las figuras, el rotor 24 está encajado en una parte excéntrica de un eje de manera que el eje gira el rotor 24 para realizar revoluciones orbitales dentro de la cavidad 20 del estator. El eje gira tres veces por cada giro completo del rotor 24 a medida que se mueve alrededor de la cavidad 20 del rotor. Se proporcionan juntas estancas al aceite alrededor de la excéntrica para impedir el flujo de fugas de aceite lubricante radialmente hacia el exterior de la misma entre la respectiva cara 26 de extremo del rotor y la pared 14 de extremo del cuerpo exterior. Durante cada giro del rotor 24, cada cámara 32 varía en volúmenes y se mueve alrededor de la cavidad 20 del estator para experimentar las cuatro fases de admisión, compresión, expansión y escape, siendo estas fases similares a las carreras en un motor de combustión interna de tipo alternativo que tiene un ciclo de cuatro carreras.
El motor incluye un puerto 40 de entrada primario en comunicación con una fuente de aire, un puerto 44 de escape, y un puerto 42 de purga opcional también en comunicación con la fuente de aire (por ejemplo, un compresor) y ubicado entre los puertos 40, 44 de entrada y de escape. Los puertos 40, 42, 44 pueden estar definidos en la pared 14 de extremo de la pared 18 periférica. En la realización mostrada, el puerto 40 de entrada y el puerto 42 de purga están definidos en la pared 14 de extremo y se comunican con un mismo conducto 34 de admisión definido como un canal en la pared 14 de extremo, y el puerto 44 de escape está definido a través de la pared 18 periférica. Son posibles configuraciones alternativas.
En una realización particular, el combustible tal como queroseno (combustible de aeronaves) u otro combustible adecuado se suministra a la cámara 32 a través de un puerto de combustible (no mostrado) de manera que la cámara 32 se estratifica con una mezcla rica de combustible-aire cerca de la fuente de encendido y una mezcla más pobre en otros lugares, y la mezcla de combustible-aire se puede encender dentro de la carcasa usando cualquier sistema de encendido adecuado conocido en la técnica (por ejemplo, bujía, bujía de incandescencia). En una realización particular, el motor 10 giratorio funciona bajo el principio del ciclo Miller o Atkinson, con su relación de compresión más baja que su relación de expansión, a través de la ubicación relativa apropiada del puerto 40 de entrada primario y el puerto 44 de escape.
Con referencia a la Fig. 2, se muestra generalmente un conjunto 100 de motor e incluye un motor 112 de combustión interna. En una realización particular, el motor 112 de combustión interna comprende una o más unidades giratorias cada una configurada, por ejemplo, como un motor Wankel, o uno o más pistones alternativos. El motor 112 de combustión interna puede ser el motor 10 de combustión interna giratorio descrito anteriormente en la presente memoria con referencia a la Fig. 1. Puede usarse cualquier otro motor de combustión interna intermitente adecuado, tal como un motor de pistón, sin apartarse del alcance de la presente descripción.
El motor 112 de combustión interna acciona un eje 114 que se usa para accionar una carga 115 giratoria. Se entiende que la carga 115 giratoria puede ser cualquier tipo apropiado de carga, incluyendo, pero sin limitarse a, uno o más generador(es), hélice(s), accesorio(s), mástil(es) de rotor, compresor(es), o cualquier otro tipo apropiado de carga o combinación de los mismas. En una realización particular, el motor 112 de combustión interna es un motor giratorio que comprende tres unidades giratorias configuradas cada una como un motor Wankel, con una cavidad de rotor que tiene un perfil que define dos lóbulos, preferiblemente un epitrocoide, en el que se recibe un rotor con el eje geométrico del rotor desplazado desde y paralelo al eje de la cavidad del rotor, y con el rotor que tiene tres partes de vértice espaciadas circunferencialmente y un perfil generalmente triangular con lados arqueados hacia fuera, para definir tres cámaras de combustión giratorias con volumen variable.
En una realización particular, el conjunto 100 de motor es un sistema de motor de ciclo compuesto o un motor de ciclo compuesto tal como se describe en la patente de Estados Unidos de Lents et al. n.° 7,753,036 expedida el 13 de julio de 2010 o como se describe en la patente de Estados Unidos de Julien et al. n.° 7,775,044 expedida el 17 de agosto de 2010, o como se describe en la publicación de patente de Estados Unidos de Thomassin y at. n.° 2015/0275749 publicada el 1 de octubre de 2015, o como se describe en la publicación de patente de Estados Unidos de Bolduc et n.° 2015/0275756 publicada el 1 de octubre de 2015. El conjunto 10 de motor puede usarse como un motor de movimiento principal, tal como en una aeronave u otro vehículo, o en cualquier otra aplicación adecuada. El conjunto 10 de motor puede incluir una turbohélice o un turboeje en lugar del motor de combustión interna.
En la realización mostrada, el conjunto 100 de motor incluye un compresor 116 para comprimir el aire antes de que se alimente a una entrada 112a de aire del motor 112 de combustión interna y una sección 118 de turbina que recibe los gases de escape del motor 112 de combustión interna. Se entiende que son posibles variaciones, y que, por ejemplo, el compresor 116 y/o la sección 118 de turbina pueden omitirse.
El compresor tiene una entrada 116a del compresor que se puede conectar de manera fluida a un entorno E fuera del conjunto de motor, también denominado en la presente memoria fuente de aire ambiental, y una salida 116b del compresor conectada de manera fluida a la entrada 112a de aire del motor 112 de combustión interna a través de un conducto 120a. La sección 118 de turbina incluye una entrada 118a de turbina conectada de manera fluida a un escape 112b del motor 112 de combustión interna a través de un conducto 120b y una salida 118b de turbina conectada de manera fluida al entorno E para expulsar los gases de escape generados por el motor 112 de combustión interna.
El motor 112 de combustión interna proporciona un flujo de escape de gas caliente a alta presión que sale a gran velocidad máxima, en forma de impulsos de escape. En la realización ilustrada, el escape 112b del motor 112 de combustión interna (correspondiente a o que se comunica con un puerto de escape de unos respectivos motores giratorios/pistones alternativos del motor 112 de combustión interna) está en comunicación fluida con la entrada 118a de turbina de la sección 118 de turbina. Por consiguiente, el flujo de escape del motor 112 de combustión interna se suministra a la sección 118 de turbina. La sección 118 de turbina puede comprender una sola turbina, o dos o más etapas de turbina en comunicación fluida en serie; las dos o más etapas de turbina pueden tener diferentes relaciones de reacción entre sí. Se contemplan otras configuraciones.
En la realización ilustrada, el motor 112 de combustión interna, el compresor 116, la carga 115 giratoria y la sección 118 de turbina están en acoplamiento de accionamiento con una caja 122 de engranajes. La caja 122 de engranajes está configurada para permitir que la sección 118 de turbina componga potencia con el eje 114 de motor y para permitir que la sección 118 de turbina y/o el motor 112 de combustión interna accionen el compresor 116 y/o la carga 115 giratoria. En la realización mostrada, la carga 115 giratoria está en acoplamiento de accionamiento con el eje 114 de motor y/o un eje 118c de turbina a través de la caja 122 de engranajes.
En la realización ilustrada, el compresor 116 y la sección 118 de turbina están en un acoplamiento de accionamiento con la caja 122 de engranajes. En la realización ilustrada, el compresor y los rotores de turbina se acoplan al eje 118c de turbina que se acopla de manera accionadora al eje 114 de motor a través de la caja 120 de engranajes; el eje 118c de turbina y el eje 114 de motor están paralelos y radialmente desplazados entre sí. Son posibles configuraciones alternativas, incluyendo, pero sin limitarse a, el(los) rotor(es) del compresor 116 que están acoplados a un eje separado del eje 118c de turbina (ya sea coaxial con el eje 118c de turbina, con el eje 114 de motor, o desplazado de ambos) y en acoplamiento de accionamiento con el eje 118c de turbina y/o el eje 114 de motor, por ejemplo a través de la caja 120 de engranajes; y/o dos o más de los ejes 118a, 114 que se extienden en un ángulo (perpendicular o de otro modo) entre sí.
En la realización mostrada, el conjunto 100 de motor incluye además un compresor 124 de carga configurado para proporcionar aire comprimido a un sistema neumático de una aeronave que contiene el conjunto 100 de motor. El compresor 124 de carga tiene una entrada 124a del compresor de carga conectada de manera fluida al entorno E y una salida 124b del compresor de carga conectada de manera fluida al sistema neumático.
El compresor 124 de carga incluye al menos un rotor que gira con un eje 124c del compresor de carga. El eje 124c del compresor 124 de carga está, en la realización representada, en acoplamiento de accionamiento con el eje 114 de motor y/o con el eje 118c de turbina a través de la caja 122 de engranajes. El eje 124c del compresor 124 de carga y el eje 118c de turbina pueden ser monolíticos. El eje 124c del compresor de carga del compresor 124 de carga puede ser coaxial con el eje 118c de turbina.
Continuando haciendo referencia a la Fig. 2, el motor 112 de combustión interna se refrigera con líquido e incluye un circuito 112c de refrigerante configurado para hacer circular un refrigerante líquido. El conjunto 100 de motor incluye un intercambiador 126 de calor para expulsar calor del refrigerante líquido al entorno E. El intercambiador 126 de calor incluye al menos un primer conducto 126a y al menos un segundo conducto 126b en relación de intercambio de calor con el al menos un primer conducto 126a. El al menos un primer conducto 126a está conectado de manera fluida al circuito 112c de refrigerante del motor 112 de combustión interna. El al menos un segundo conducto 126b está conectado de manera fluida al entorno E para recibir un flujo de aire de refrigeración procedente del entorno E.
El intercambiador 126 de calor puede usarse para proporcionar una relación de intercambio de calor entre un circuito lubricante del motor 112 y el aire para refrigerar el lubricante que circula dentro del circuito lubricante. El lubricante puede usarse, por ejemplo, para lubricar cojinetes. En un motor de combustión interna giratorio, el lubricante se usa para lubricar las caras del rotor 24 y para refrigerar las caras de sellado del rotor 24. El conjunto 100 de motor puede incluir más de un intercambiador de calor, cada uno configurado para transferir calor desde uno de los fluidos respectivos (por ejemplo, lubricante, refrigerante líquido) usado por el motor al entorno E.
En uso, el calor generado por la combustión de combustible dentro de las cámaras de combustión del motor 112 de combustión interna se disipa dentro de una carcasa, o cuerpo, del motor 112 de combustión interna. El calor se transmite entonces desde el cuerpo al refrigerante líquido que circula dentro del circuito 112c de refrigerante antes de transmitirse desde el refrigerante líquido al flujo de aire de refrigeración desde el entorno E a través de la relación de intercambio de calor entre el al menos un primer conducto 126a y al menos un segundo conducto 126b del intercambiador 126 de calor.
Con referencia ahora a las Figs. 3-4, un sistema 200 motopropulsor de aeronave, también denominado sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido, que puede incluir el conjunto 100 de motor de la Fig. 2, se muestra instalado dentro de un compartimento C del motor ubicado dentro de una sección T de cola de una aeronave A. El sistema 200 motopropulsor puede ser una unidad de potencia auxiliar (APU). La sección T de cola termina en un vértice T1. La sección T de cola puede corresponder a una parte de la aeronave en donde un área en sección transversal de la aeronave A disminuye a lo largo de un eje A' de aeronave de la aeronave que intersecta el vértice T1. En otras palabras, una pared T2 de la sección T de cola converge hacia el vértice T1. El vértice T1 puede corresponder a una ubicación más trasera de un fuselaje de la aeronave A.
Los motores de combustión interna normalmente tienen un requisito de refrigeración más alto que un motor de turbina de gas para la misma potencia. Además, y como se ha mencionado anteriormente, el cuerpo del motor 112 de combustión interna puede estar hecho completamente de, o parcialmente de, aluminio. El uso un material de este tipo puede ser beneficioso desde un punto de vista del rendimiento de la aeronave ya que es más ligero que el acero. Sin embargo, su punto de fusión es más bajo que el del acero. Podría ser necesaria una refrigeración apropiada del cuerpo de un motor de este tipo, especialmente cuando está hecho de aluminio.
A este respecto, el sistema 200 motopropulsor incluye un sistema 201 de refrigeración. El aire puede usarse para refrigerar el motor 112 de combustión interna, para alimentar aire a la entrada 112a de aire del motor 112 de combustión interna, para alimentar aire al compresor 124 de carga, y/o cualquier otro uso adecuado de aire que pudiera ser necesario para la operación de la aeronave A y/o del sistema 200 motopropulsor.
En la realización mostrada, el sistema 200 motopropulsor incluye un tubo 202 de entrada de aire, también denominado un conducto de cubierta o un conducto de entrada de aire. El tubo 202 de entrada de aire tiene una entrada 202a de tubo conectada de manera fluida al entorno E fuera del compartimento C del motor y una salida 202b de tubo conectada de manera fluida a un interior I del compartimento C del motor. El tubo 202 de entrada de aire se extiende a lo largo de un eje L longitudinal.
El sistema 200 motopropulsor incluye un tubo 204 de escape que está conectado de manera fluida a la salida 118b de turbina de la sección 118 de turbina y configurado para expulsar los gases de escape en el entorno E. En la realización mostrada, el tubo 204 de escape es coincidente con el eje A' de aeronave.
En la realización mostrada, el tubo 204 de escape está ubicado dentro del tubo 202 de entrada de aire. En otras palabras, el tubo 202 de entrada de aire rodea el tubo 204 de escape. En una realización particular, el tubo 204 de escape y el tubo 202 de entrada de aire son concéntricos y sus respectivos ejes longitudinales son coincidentes. Un anillo 206 se define radialmente entre el tubo 204 de escape y el tubo 202 de entrada de aire con respecto al eje L longitudinal. El anillo 206 está conectado de manera fluida al entorno E. El aire del entorno E circula desde el mismo al interior I del compartimento C del motor a través del anillo 206.
En la realización representada, el aire del entorno E penetra en el anillo 206 a través de las rejillas 208, que se describen con más detalle en la presente memoria a continuación, y se dirige dentro del conducto 202 de entrada de aire al compartimento C del motor. El aire circula entonces a través del intercambiador 126 de calor, donde recoge calor del refrigerante líquido que circula dentro del circuito 112c de refrigerante del motor 112 de combustión interna. En otras palabras, el al menos un segundo conducto 126b del intercambiador 126 de calor está conectado de manera fluida al anillo 206. El aire que se ha calentado a través de su paso a través del al menos un segundo conducto 126b de los intercambiadores 126 de calor recogiendo calor del refrigerante líquido se expulsa de nuevo al entorno E a través de salidas C1 de aire definidas a través de las paredes C2, T2 del compartimento C del motor y del cono T de cola. El aire se expulsa entonces en el entorno E a través de la pared T2 de la sección T de cola. Se entiende que las paredes C2, T2 del compartimento C del motor y del cono T de cola pueden corresponder a una misma y única pared.
En la realización mostrada, las salidas C1 de aire están ubicadas antes de las rejillas 208 con respecto a una dirección D2 de un flujo de aire a lo largo de la aeronave A; la aeronave que tiene una dirección de desplazamiento D1 opuesta a la dirección D2 del flujo de aire. Dicho de otro modo, el aire usado para refrigerar el sistema 200 motopropulsor se extrae en una primera ubicación a través de una pared de la aeronave y, una vez calentado, se expulsa en una segunda ubicación a través de una pared de la aeronave; la segunda ubicación antes de la primera ubicación con respecto a la dirección D2 del flujo de aire a lo largo de la aeronave.
En la realización mostrada, el aire para la combustión del combustible dentro de las cámaras de combustión del motor 112 de combustión interna entra en la entrada 116a del compresor (Fig. 2) a través de una entrada C3 de aire definida a través de las paredes T2, C2 de la sección T de cola y del compartimento C del motor. Un filtro puede disponerse sobre la entrada C3 de aire para que el aire se filtre antes de alcanzar la entrada 116a del compresor.
El compresor 124 de carga puede tener su entrada 124a conectada de manera fluida al entorno E a través de una segunda entrada C4 de aire definida a través de las paredes T2, C2 de la sección T de cola y del compartimento C del motor. Un filtro puede disponerse sobre la segunda entrada C4 de aire para que el aire se filtre antes de alcanzar la entrada 124a del compresor 124 de carga. La entrada C3 de aire para el compresor 116 y la segunda entrada C4 de aire del compresor de carga pueden ser independientes entre sí. En la realización representada, la entrada C3 de aire del compresor 116 está conectada de manera fluida al entorno E independientemente del anillo 206. En otras palabras, el aire que circula a través del anillo 206 hacia el compartimento C del motor podría no usarse para alimentar aire a la entrada 112a de aire del motor 112 de combustión interna. Alternativamente, el aire proporcionado a la entrada 112a de aire (Fig. 2) del motor 112 de combustión interna puede extraerse del compartimento C del motor.
En la realización mostrada, el aire que entra en el compartimento C del motor a través del anillo 206 se puede usar para dos propósitos: refrigerar el motor 112 de combustión interna e intercambiar el aire contenido dentro del compartimento C del motor para evitar que se acumule en el mismo la emanación de combustible. En la realización mostrada, el compartimento C del motor está conectado de manera fluida al entorno E únicamente a través del anillo 206.
Como se ha analizado anteriormente en la presente memoria con referencia a la Fig. 2, el aire comprimido se alimenta al motor 112 de combustión interna y los gases de escape generados por el motor 112 se alimentan a la sección 118 de turbina para ser emitidos al entorno E a través del tubo 204 de escape. Un atenuador acústico, o silenciador, 210 puede estar conectado de manera fluida al tubo 204 de escape para disminuir el ruido generado por el motor 112. El atenuador 210 acústico puede estar ubicado dentro de la sección T de cola de la aeronave C. En la realización mostrada, el atenuador 210 acústico está ubicado al menos parcialmente dentro del anillo 206 entre el tubo 204 de escape y el tubo 202 de entrada de aire.
Como se ha mencionado anteriormente, el cuerpo del motor 112 de combustión interna puede estar hecho completamente de, o parcialmente de, aluminio. El uso de un material de este tipo puede ser beneficioso desde un punto de vista del rendimiento de la aeronave ya que es más ligero que el acero. Sin embargo, su punto de fusión es más bajo que el del acero. Podría ser necesaria una refrigeración apropiada del cuerpo de un motor de este tipo.
En esta vista, las mantas 212 térmicas pueden disponerse en una cara externa del tubo 204 de escape y dentro del anillo 206 para disminuir una cantidad de calor transferido desde los gases de escape que circulan dentro del tubo 204 de escape al aire que circula dentro del anillo 206. Dado que el aire que circula en el anillo 206 se puede usar para refrigerar el motor 112 de combustión interna, se podría preferir alimentar aire tan frío como sea posible a los intercambiadores 126 de calor. Las mantas 212 térmicas podrían ayudar a mantener una temperatura del aire que alcanza el compartimento C del motor lo más cerca posible de una temperatura del aire dentro del entorno E. Dicho de otro modo, las mantas 212 térmicas podrían disminuir un aumento de temperatura del aire dentro del anillo en comparación con una configuración que carece de tales mantas 212 térmicas.
Haciendo referencia más particularmente a la Fig. 4, el sistema 200 motopropulsor incluye un soplador 214 usado para extraer aire del entorno E en el compartimento C del motor a través del anillo 206. El soplador 214 tiene una entrada 214a del soplador conectada de manera fluida al entorno E a través del anillo 206 y una salida 214b del soplador conectada de manera fluida al entorno E para expulsar aire que ha sido calentado por el refrigerante líquido.
En la realización mostrada, el soplador 214 está en acoplamiento de accionamiento con el eje 114 (Fig. 2) del motor 112. Sin embargo, se entiende que el soplador 214 puede ser accionado eléctrica, hidráulicamente y/o neumáticamente sin apartarse del alcance de la presente descripción. El soplador 214, en uso, disminuye una presión de aire dentro del compartimento C del motor, creando así un efecto de succión en las rejillas 208 que están conectadas de manera fluida al conducto 202 de entrada de aire. Se contemplan otras configuraciones.
Haciendo referencia a las Figs. 4-5, el soplador 214 está ubicado dentro de un conducto 216 que tiene una entrada 216a y una salida 216b. La entrada 216a del conducto 216 está conectada de manera fluida al entorno E a través del anillo 206 y a través del al menos un segundo conducto 126b (Fig. 2) del intercambiador 126 de calor. El intercambiador 126 de calor puede abarcar la entrada 216a del conducto 216 de manera que todo el aire que entra en el conducto 216 pase a través del intercambiador 126 de calor. El intercambiador 126 de calor se dispone adyacente a la entrada 216a del conducto 216. En la realización mostrada, la entrada 216a del conducto 216 está después del intercambiador 126 de calor con respecto a un flujo de aire que circula desde el anillo 216 y a través del intercambiador 126 de calor. Se contemplan otras configuraciones. Por ejemplo, el intercambiador de calor puede estar ubicado después del soplador 214.
En la realización representada, el intercambiador 126 de calor tiene tres secciones 126' del intercambiador de calor que se disponen circunferencialmente una junto a la otra alrededor del soplador 214. Dicho de otro modo, las tres secciones 126' del intercambiador se disponen circunferencialmente alrededor de un eje de giro del soplador 214, que, en este caso, coincide con el eje 114 del motor 112 de combustión interna. En la realización mostrada, la entrada 216a del conducto 216 que contiene el soplador 214 se extiende circunferencialmente alrededor del soplador 214. Las tres secciones 126' del intercambiador de calor pueden usarse para refrigerar el refrigerante líquido del motor 112 de combustión interna. Alternativamente, al menos una de las tres secciones 126' del intercambiador de calor puede tener su al menos un primer conducto 126a conectado de manera fluida a un circuito lubricante del motor 112 para transferir calor desde el lubricante al entorno E.
Haciendo referencia más particularmente a las Figs. 5-6, el conducto 216 que contiene el soplador 214 se divide en dos subconductos 216' después de la salida 214b del soplador. Como se ve más claramente en la Fig. 5, el conducto 204 de escape pasa entre los dos subconductos 216'. Cada uno de los dos subconductos 216' tiene una salida conectada de manera fluida a las salidas C1 de aire definidas a través de las paredes T2, C2 del cono T de cola y del compartimento C del motor. En la realización mostrada, cada uno de los dos subconductos 216' se extiende sustancialmente paralelo al eje de giro del soplador 214 desde la salida 214b del soplador y entonces se curva radialmente lejos del eje de giro del soplador 214 hacia una parte inferior del compartimento C del motor hasta la salida C1 de aire del compartimento C del motor.
Haciendo referencia ahora a las Figs. 6-8, el conducto 202 de cubierta puede usarse para soportar el tubo 204 de escape del motor. Como se ha mencionado anteriormente, el conducto 202 de cubierta define una trayectoria de gas, denominada anteriormente el anillo 206, para extraer aire de refrigeración del entorno E fuera del cono T de cola de la aeronave A al compartimento C del motor, o APU, ubicado dentro del cono T de cola. En la realización mostrada, se usan soportes 218 de escape segmentados para ubicar el tubo 204 de escape dentro del conducto 202 de cubierta. Aquellos soportes 218 se extienden radialmente con respecto al eje L longitudinal desde el tubo 204 de escape hasta el conducto 202 de cubierta y pueden asegurarse a uno o ambos del tubo 204 de escape y del conducto 202 de cubierta.
En la realización mostrada, las rejillas 208 están definidas por la pared T2 de la sección T de cola de la aeronave A. Las rejillas 208 definen una entrada 208a de aire del compartimento C del motor. Dicho de otro modo, el compartimento C del motor está conectado de manera fluida al entorno E a través de la entrada 208a de aire definida por las rejillas 208.
La pared T2 de la sección T de cola en las rejillas 208 rodea una cámara 220. La cámara 220 está conectada de manera fluida al anillo 206 y se extiende radialmente desde el tubo 204 de escape hasta la pared T2 del cono T de cola. En la realización mostrada, el compartimento C del motor está conectado de manera fluida al entorno E a través del anillo 206, la cámara 220 y la entrada 208a de aire definida por las rejillas 208.
Como se muestra más claramente en la Fig. 7, un cierre 222 posterior del bastidor trasero se extiende desde el tubo 204 de escape hasta la pared T2 y proporciona soporte al tubo 204 de escape. El cierre 222 posterior del bastidor trasero está provisto en la forma de una pared 224 anular que se extiende circunferencialmente alrededor de todo el eje L longitudinal y que recibe de manera estanca allí a través del tubo 204 de escape. La pared 224 anular se extiende al menos radialmente con respecto al eje L longitudinal desde el tubo 204 de escape hasta la pared T2 del cono T de cola. La pared 224 anular puede proporcionar una interfaz sellada en una parte posterior de la cámara 220 de entrada para evitar que los gases de escape sean ingeridos en el anillo 206. En otras palabras, la pared 224 anular puede estar en un acoplamiento de sellado contra tanto el tubo 204 de escape como la pared T2 del cono T de cola.
En la realización mostrada, cada una de las rejillas 208 se extiende a lo largo de una anchura L1 tomada en una dirección circunferencial con respecto al eje L longitudinal del conducto 202 de entrada de aire y a lo largo de una longitud L2 tomada en una dirección axial con respecto al eje L longitudinal; la anchura L1 es mayor que la longitud L2.
Con referencia a las Figs. 7-8, cada una de las rejillas 208 define una abertura 208b que está orientada lejos del vértice T1. En la realización mostrada, cada una de las rejillas 208 incluye una lama 208c que se extiende en un ángulo desde la pared T2 hasta un borde 208d de la lama 208c. La abertura 208b está definida entre la pared T2 hasta el borde 208d de la lama 208c. La abertura 208b puede estar orientada lejos del vértice T1. En otras palabras, un eje normal a un plano que contiene la abertura 208b puede estar orientado lejos del vértice T1 del cono T de cola.
Alternativamente, las rejillas 208 pueden definirse por aberturas que se extienden a través de la pared T2 del cono T de cola de la aeronave A. Las rejillas 208 pueden ser aspas configuradas para "aspirar" un flujo de aire próximo a la pared T2 del cono T de cola. Las rejillas 208 pueden ser cualesquiera características de entrada adecuadas que tengan cualquier forma adecuada que permita que el aire fluya desde el entorno E hacia el conducto 202 de entrada de aire.
En la realización mostrada, el sistema 200 motopropulsor descrito aprovecha una distribución de presión estática favorable en la pared T1 del cono de cola en vuelo que podría crear un diferencial de presión positiva entre las rejillas 208 y las ubicaciones de descarga. Este diferencial de presión favorable podría ayudar al rendimiento del ventilador de refrigeración (por ejemplo, el soplador 214) creando una "dirección de flujo natural" en el compartimento C del motor.
En la realización mostrada, el aire se extrae en la parte posterior de la aeronave A a través de paneles de entrada que incorporan las rejillas 208 orientadas hacia delante. Alternativamente, las rejillas pueden definirse como entradas de aspas orientadas hacia delante dispuestas circunferencialmente alrededor de la superficie externa del cono T de cola trasero. Un flujo F de refrigeración se dirige al compartimento C del motor al fluir en el anillo 206 ubicado entre el conducto 202 de cubierta y el conducto 204 de escape del motor.
En una realización particular, el sistema de refrigeración descrito permite el arrastre de una gran cantidad de aire de refrigeración, necesario para refrigerar el motor de combustión interna refrigerado con líquido, en el compartimiento del motor. En una modalidad particular, el sistema motopropulsor de aeronave descrito ofrece varias ventajas: podría permitir el arrastre de una gran cantidad de aire de refrigeración; podría minimizar la resistencia de la aeronave en vuelo debido a la proximidad tanto de la entrada como de la salida de escape; podría ofrecer soporte a un conducto de escape del núcleo que puede necesitar o no tratamiento acústico introduciendo un conducto colector que podría funcionar como un conducto para encaminar el flujo de salida del ventilador de refrigeración al entorno; podría ofrecer un blindaje mejorado del ventilador de refrigeración para minimizar su firma de ruido fuera del cono T de cola; y podría permitir la filtración del aire de refrigeración para evitar la contaminación de los grandes intercambiadores de calor sensibles a incrustaciones.
Para operar el sistema 201 de refrigeración, la carga 115 giratoria se acciona con el sistema 200 motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido; un flujo de aire de refrigeración se acciona desde el entorno E fuera de la aeronave A a través de una entrada 208 definida a través de la pared del cono de cola; y el flujo de aire de refrigeración se calienta refrigerando un refrigerante líquido del sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido y expulsando el flujo caliente de aire de refrigeración de vuelta al entorno en una ubicación antes de la entrada de aire con respecto a una dirección de un flujo de aire a lo largo de la aeronave.
En la realización mostrada, los gases de escape generados por el sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido son expulsados a través del tubo 204 de escape y el accionamiento del flujo del aire de refrigeración incluye dirigir el flujo del aire de refrigeración a través del anillo 206 definido entre el tubo 202 de entrada de aire y el tubo 204 de escape. En la realización representada, el accionamiento del flujo de aire de refrigeración desde el entorno E a través de la entrada 208 de aire incluye accionar el flujo de aire de refrigeración desde el entorno E a través de las rejillas definidas por la pared de la sección de cola de la aeronave próxima al vértice de la sección de cola. En la presente memoria, el accionamiento del flujo de aire de refrigeración incluye aspirar aire del entorno con las rejillas.
El método puede incluir además expulsar gases de escape generados por el sistema motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido a través de un tubo de escape y en donde accionar el flujo del aire de refrigeración incluye dirigir el flujo del aire de refrigeración a través de un anillo definido entre un tubo de entrada de aire y el tubo de escape. El método puede incluir además accionar el flujo de aire de refrigeración desde el entorno a través de la entrada de aire que incluye accionar el flujo de aire de refrigeración desde el entorno a través de rejillas definidas por la pared de la sección de cola de la aeronave próxima a un vértice de la sección de cola. El método puede incluir además accionar el flujo de aire de refrigeración que incluye aspirar aire del entorno con las rejillas.

Claims (13)

REIVINDICACIONES
1. Una aeronave que comprende:
un cono (T) de cola;
un sistema (200) motopropulsor de combustión interna refrigerado con líquido; y
un sistema (201) de refrigeración para el sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido, el sistema (201) de refrigeración que comprende:
una entrada (202a) de aire definida a través de una pared (T2) del cono (T) de cola y conectada de manera fluida a un entorno (E) fuera de la aeronave;
un intercambiador (126) de calor que tiene al menos un primer conducto (126b) conectado de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada (208a, 202a) de aire y al menos un segundo conducto (126a) en relación de intercambio de calor con el al menos un primer conducto (126b) y conectable de manera fluida a un circuito (112c) de refrigerante del sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido;
un soplador (214) conectado de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada (208a, 202a) de aire; y
una salida (C1) de aire conectada de manera fluida al soplador (214) y definida a través de una pared (T2, C2) de la aeronave antes de la entrada (208a, 202a) de aire con respecto a una dirección de un flujo de aire (D2) a lo largo de la aeronave, por lo que la dirección de un flujo de aire (D2) a lo largo de la aeronave es opuesta a la dirección de desplazamiento (D1) de la aeronave, en donde la entrada (208a, 202a) de aire comprende rejillas (208) definidas en la pared (T2) del cono (T) de cola.
2. La aeronave de la reivindicación 1, en donde un escape del sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido está conectado de manera fluida al entorno (E) a través de un tubo (204) de escape y el soplador (214) está conectado de manera fluida a la entrada (208a, 202a) de aire a través de un anillo (206) definido entre el tubo (204) de escape y un tubo (202) de entrada de aire, opcionalmente en donde el tubo (202) de entrada de aire y el tubo (204) de escape son concéntricos.
3. La aeronave de la reivindicación 2, que comprende además:
al menos una manta (212) térmica dispuesta sobre y alrededor del tubo (204) de escape; y/o
una pared (224) anular que se extiende al menos radialmente desde el tubo (204) de escape hasta la pared (T2) del cono (T) de cola, y en un acoplamiento de sellado con el tubo (204) de escape y la pared (T2) del cono (T) de cola.
4. La aeronave de cualquier reivindicación precedente, en donde el soplador (214) está ubicado dentro de un conducto (216) de soplador que tiene una entrada (216a) de conducto conectada de manera fluida al entorno (E) a través de la entrada (208a, 202a) de aire y una salida (216b) de conducto conectada de manera fluida al entorno (E) a través de la salida (C1) de aire, el intercambiador (126) de calor dispuesto antes de la entrada (216a) de conducto, y el al menos un primer conducto (126b) del intercambiador (126) de calor conectado de manera fluida a la entrada (216a) de conducto.
5. La aeronave de la reivindicación 4, en donde el conducto (216) de soplador se divide en dos subconductos (216') después del soplador (214), un o el tubo (204) de escape que se extiende entre los dos subconductos (216'), y el tubo (204) de escape que conecta de manera fluida un escape del sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido al entorno (E).
6. La aeronave de cualquier reivindicación precedente, en donde el sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido incluye un bloque de motor que define al menos una cámara (32) de combustión de volumen variable, estando hecho el bloque de motor de aluminio.
7. La aeronave de cualquier reivindicación precedente, en donde el soplador (214) está en acoplamiento de accionamiento con un eje (114) del sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido.
8. La aeronave de cualquier reivindicación precedente, en donde cada una de las rejillas (208) se extiende a lo largo de una anchura (L1) tomada en una dirección circunferencial con respecto a un eje de la aeronave y a lo largo de una longitud (L2) tomada en una dirección axial con respecto al eje, la anchura (L1) mayor que la longitud (L2).
9. La aeronave de la reivindicación 8, en donde cada una de las rejillas (208) define una abertura (208b) orientada hacia fuera de un vértice (T1) del cono (T) de cola.
10. La aeronave de la reivindicación 8 o 9, en donde cada una de las rejillas (208) incluye una lama (208c) que se extiende en un ángulo desde la pared (T2) hasta un borde (208d) de la lama (208c), la abertura (208b) definida entre la pared (T2) y el borde (208D) de la lama (208c).
11. Un método para operar un sistema (201) de refrigeración, el método que comprende:
proporcionar una aeronave que comprende un cono (T) de cola, un sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido, y el sistema (102) de refrigeración, siendo el sistema (102) de refrigeración para el sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido;
accionar una carga (115) giratoria con el sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido;
accionar un flujo de aire de refrigeración desde un entorno (E) fuera de la aeronave a través de una entrada (208a, 202a) de aire definida a través de una pared (T2) del cono (T) de cola; y
calentar el flujo de aire de refrigeración refrigerando un refrigerante líquido del sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido y expulsar el flujo calentado de aire de refrigeración de vuelta al entorno (E) en una ubicación antes de la entrada (208a, 202a) de aire con respecto a una dirección de un flujo de aire (D2) a lo largo de la aeronave, por lo que la dirección de un flujo de aire (D2) a lo largo de la aeronave es opuesta a la dirección de desplazamiento (D1) de la aeronave,
en donde accionar el flujo de aire de refrigeración desde el entorno (E) a través de la entrada (208a, 202a) de aire incluye accionar el flujo de aire de refrigeración desde el entorno (E) a través de las rejillas (208) definidas por la pared (T2) de la sección (T) de cola de la aeronave próxima a un vértice (T1) de la sección (T) de cola.
12. El método de la reivindicación 11, que comprende además expulsar los gases de escape generados por el sistema (200) motopropulsor de aeronave de combustión interna refrigerado con líquido a través de un tubo (204) de escape y en donde accionar el flujo del aire de refrigeración incluye dirigir el flujo del aire de refrigeración a través de un anillo (206) definido entre un tubo (202) de entrada de aire y el tubo (204) de escape.
13. El método de la reivindicación 11 o 12, en donde accionar el flujo de aire de refrigeración incluye aspirar el aire del entorno (E) con las rejillas (208).
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