ES2322317B1 - Turbopropulsor aeronautico. - Google Patents

Abstract

Turbopropulsor aeronáutico, que comprende, en el sentido de avance de los gases, un primer ventilador (1) en la parte delantera, un compresor de baja presión (2), un compresor de alta presión (3), por lo menos una cámara de combustión (4), una turbina de alta presión (5) y una turbina de baja presión (6), en el que la cámara de combustión (4) se extiende en dirección radial hacía el exterior del eje principal (8) del turbopropulsor, de modo que la parte de la superficie que encierra la cámara de combustión (4) sobresale del carenado (11) que cubre los demás elementos quedando así parcialmente expuesta al flujo de aire (9) impulsado por el ventilador.

Description

Turbopropulsor aeronáutico.

La presente invención se refiere a un turbopropulsor aeronáutico dotado de una cámara de combustión en la que se mejora el rendimiento de la combustión.

Antecedentes de la invención

Son conocidos los turbopropulsores aeronáuticos, del tipo que comprenden una cámara de combustión, en la cual se realiza la combustión de un combustible con aire precomprimido en sucesivas etapas de compresión, cuyos productos, gases a alta presión y temperatura, son canalizados hasta unas turbinas de alta y baja presión sucesivamente.

Por lo tanto, los materiales de los que están hechas las superficies que confinan estos gases producto de la combustión, están sometidos a solicitaciones térmicas y mecánicas extremas, lo cual implica una selección estricta de materiales y unas fatigas térmicas y mecánicas considerables, dos factores que influyen significativamente en la fiabilidad y en los costes de estos turbopropulsores.

Teniendo en cuenta la importancia económica de la aviación comercial, cualquier medida destinada a controlar y mitigar estas solicitaciones puede tener un impacto considerable en dicha industria.

Por esto, la presente invención tiene como objetivo disminuir las solicitaciones térmicas en diversos puntos del turbopropulsor, en especial en la cámara de combustión.

Descripción de la invención

La presente invención propone una cámara de combustión que supone mejoras desde el punto de vista de las solicitaciones térmicas, presentando otras ventajas que se describen a continuación.

El turbopropulsor de la invención comprende, en el sentido de avance de los gases, un primer ventilador, un compresor de baja presión, un compresor de alta presión, por lo menos una cámara de combustión, una turbina de alta presión y una turbina de baja presión, y se caracteriza por el hecho de que dicha cámara de combustión se extiende en dirección radial hacía el exterior del eje principal del turbopropulsor, de modo que la parte de la superficie que encierra dicha por lo menos una cámara de combustión sobresale del carenado que cubre los demás elementos quedando así parcialmente expuesta al flujo de aire impulsado por dicho ventilador que no pasa por dicho compresor de baja presión, al que se llamará, a partir de ahora, flujo secundario.

Con esta estructura, parte de la superficie exterior de la cámara de combustión queda expuesta al flujo de aire que ha atravesado el primer ventilador y que no ha pasado por el compresor, de manera que se ve sometida a un flujo de aire frío que por convección y conducción, refrigera la cámara de combustión evitando que esta alcance temperaturas demasiado altas.

Preferentemente, el turbopropulsor de la invención comprende una pluralidad de cámaras de combustión dispuestas radialmente, y más preferentemente, cada una de estas cámaras tiene forma de aleta.

Esta disposición y forma de las cámaras permite disponerlas de forma que ofrecen una mínima reacción al flujo secundario y por otro lado, tienen sus superficies laterales expuestas tangencialmente al flujo, lo que aumenta el intercambio de calor entre dicho flujo y dichas cámaras de aire.

Ventajosamente, el turbopropulsor de la invención comprende unos canales que conducen el aire desde la salida de dicho compresor de alta presión hasta los puntos de dichas cámaras de combustión más alejados del eje principal, donde además, también preferentemente, están situados los inyectores de combustible.

Así, la combustión se inicia en los puntos de la cámara de combustión más alejados del eje principal, es decir los puntos más expuestos a la refrigeración.

Más preferentemente, el turbopropulsor de la invención comprende unas tomas de aire en la parte externa del carenado a la altura de la turbina de baja presión que conducen parte del flujo de aire que pasa por la superficie exterior de dichas cámaras de combustión hasta los soportes de la turbina de baja presión, de modo que el aire que ha sido calentado a su paso por la superficie externa de las cámaras de combustión, y que aún tiene 1 poder de refrigeración, se hace pasar por los soportes de la turbina de baja presión, que están sometidos a fuertes esfuerzos térmicos y mecánicos.

Así, con las características expuestas, se consigue un turbopropulsor en el que se disminuyen los gradientes térmicos, lo cual contribuye al rendimiento global del conjunto.

Breve descripción de los dibujos

Para mejor comprensión de cuanto se ha expuesto se acompañan unos dibujos en los que, esquemáticamente y tan sólo a título de ejemplo no limitativo, se representan unos casos prácticos de realización.

La figura 1 es una vista esquemática en sección de un turbopropulsor del estado de la técnica en la que se aprecia la disposición general de las cámaras de combustión.

La figura 2 es una vista esquemática en sección de un turbopropulsor según la invención en la que se aprecia la disposición general de las cámaras de combustión, que se extienden radialmente respecto al eje principal del turbopropulsor.

La figura 3 es una vista en perspectiva de la porción del turbopropulsor en la que están situadas las cámaras de combustión.

La figura 4 es una vista en sección en la que se aprecia la estructura de las cámaras de combustión del turbopropulsor de la invención.

La figura 5 es una vista esquemática de la parte posterior del turbopropulsor en la que se aprecian los canales que conducen el aire a los soportes de la turbina de baja presión.

Descripción de realizaciones preferidas

A continuación, se realizará una descripción de unas realizaciones preferidas de la invención, ofrecidas a título de ejemplo no limitativo, haciendo referencia a las figuras adjuntas.

En la figura 1 se muestra un turbopropulsor del estado de la técnica. En el esquema se aprecian el ventilador 1, el compresor de baja presión 2, el compresor de alta presión 3, la cámara de combustión 4, en la cual están dispuestos los inyectores de combustible (no representados), la turbina de alta presión 5, la turbina de baja presión 6, el carenado 7 y los soportes radiales 8 del carenado.

Concretamente, en el esquema se ha representado un turbopropulsor de doble flujo, siendo el flujo primario 9 el que atraviesa el compresor de baja presión 2, y siendo el flujo secundario 10 el que no atraviesa el compresor y que pasa a través de los soportes del carenado 22.

La invención supone una modificación del turbopropulsor de la técnica, tal como se ilustra a continuación.

Según una primera realización mostrada en la figura 2, la o las cámaras de combustión 4 del turbopropulsor de la invención se extienden en dirección radial hacia el exterior del eje 8 del turbopropulsor sobresaliendo de la superficie externa 11 de la estructura que contiene los demás elementos rotatorios del turbopropulsor, de manera que la parte de dichas cámaras de combustión 4 que sobresale queda expuesta al flujo secundario 2.

Así, se consigue una refrigeración muy eficiente de la o las cámaras de combustión.

Las cámaras de combustión 4 pueden disponerse preferentemente de forma radial a partir del eje y repartidas angularmente, tal como se muestra en la figura 3. Su forma puede ser tubular, en forma ovalada o bien de ala de avión, según la aerodinámica preferida y/o la forma de la propia cámara de combustión y los elementos auxiliares como el sistema de inyección. En la figura 3 se aprecia esta disposición radial de las cámaras de combustión, situadas justo antes de la turbina de alta presión 5.

En esta realización preferida, tal como se aprecia en las figuras 2 y 4, el turbopropulsor comprende unos canales 12 que conducen parte del aire comprimido en el compresor desde la salida 13 del compresor de alta presión 3, del cual en la figura 4 se representa un álabe 14, hasta la periferia 15 de la cámara de combustión 4, donde este se mezcla en un liner 16 con el combustible inyectado mediante el inyector 17. El funcionamiento y las características del liner 16 ya son conocidos. Luego, tras realizarse la combustión, los gases se expanden a través de la turbina de alta presión 5, de la que se representa un álabe 18.

Según otra realización preferida de la invención y tal como se ilustra en la figura 5, el turbopropulsor de la invención comprende unas tomas de aire 19 situadas en la periferia del carenado 20 que rodea la turbina de baja presión 6, de manera que la parte del flujo secundario 2 que ha pasado por la superficie expuesta de las cámaras de combustión 4 es conducido a los soportes 21 de la turbina de baja presión 6, de modo que los refrigeran.

Preferentemente, el turbopropulsor puede comprender un carenado adicional 23 para guiar el aire que ha pasado por la superficie expuesta de las cámaras de combustión.

Claims (6)

1. Turbopropulsor aeronáutico, que comprende, en el sentido de avance de los gases, un primer ventilador (1) en la parte delantera, un compresor de baja presión (2), un compresor de alta presión (3), por lo menos una cámara de combustión (4), una turbina de alta presión (5) y una turbina de baja presión (6), caracterizado por el hecho de que dicha cámara de combustión (4) se extiende en dirección radial hacía el exterior del eje principal (8) del turbopropulsor, de modo que la parte de la superficie que encierra dicha por lo menos una cámara de combustión (4) sobresale del carenado (11) que cubre los demás elementos quedando así parcialmente expuesta al flujo de aire (9) impulsado por dicho ventilador que no pasa por dicho compresor de baja presión (2).

2. Turbopropulsor según la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que comprende una pluralidad de cámaras de combustión (4) dispuestas
radialmente.

3. Turbopropulsor según la reivindicación 2, caracterizado por el hecho de que cada una de estas cámaras tiene forma de aleta.

4. Turbopropulsor según la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que comprende unos canales (12) que conducen el aire desde la salida (13) de dicho compresor (2) de alta presión hasta la periferia de dichas cámaras de combustión (4).

5. Turbopropulsor según la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que los inyectores de combustible (17) están dispuestos en la periferia de dicha al menos una cámara de combustión (4).

6. Turbopropulsor según la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que comprende unas tomas de aire (19) en la parte externa del carenado (20) a la altura de la turbina de baja presión (6) que conducen parte del flujo de aire que pasa por la superficie exterior de dichas cámaras de combustión (4) hasta los soportes (21) de la turbina de baja presión (6).