ES2342586B1 - Turbopropulsor aeronautico. - Google Patents
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Abstract
Turbopropulsor aeronáutico.
La invención se refiere a un turbopropulsor, con
al menos una cámara de combustión (1) para la reacción de
combustión, que comprende al menos una cámara de mezclado (2) donde
se inyectan y se mezclan el combustible (3) y un primer oxidante
(4), que está situada ante dicha cámara de combustión (1) de modo
que la mezcla combustible-primer oxidante llega
homogeneizada a dicha al menos una cámara de combustión (1), y que
también comprende una turbina de baja presión (8) y un primer
ventilador de propulsión (9), cuya salida está situada en su
superficie periférica (26), en la cual están dispuestos unos álabes
(10) paralelos al eje de la turbina (11) siendo el primer ventilador
(9) y la turbina de propulsión son solidarios, de modo que es de
construcción extremadamente sencilla y de gran robustez, y puede
absorber la máxima energía cinética de los gases de salida.
Description
Turbopropulsor aeronáutico.
La presente invención se refiere a un
turbopropulsor aeronáutico cuya cámara de combustión y cuya turbina
de baja presión le confieren una gran simplicidad, nuevas
posibilidades de control, una gran eficiencia energética y una
reducción drástica en gases contaminantes.
Son conocidas las cámaras de combustión para
turbopropulsores aeronáuticos en las cuales se realiza la mezcla de
combustible y aire a alta presión y en las cuales también se realiza
la reacción de combustión, produciendo gases que son expandidos en
las turbinas.
Sin embargo, estas cámaras de combustión, en las
que se realizan tanto la mezcla como la combustión, presentan los
siguientes inconvenientes:
- -
- La mezcla de combustible y oxidante no es uniforme cuando se produce la reacción, con lo cual la combustión no es óptima, en especial debido a diferentes concentraciones relativas de ambos en el volumen de la cámara.
- -
- A consecuencia de ello, los gases no son entregados a la turbina con una temperatura uniforme, si no que el perfil de temperaturas de éstos presenta máximos y mínimos, que resultan en mayores tensiones térmicas en los álabes del rotor y del estator, requiriendo de éstos mayores límites de resistencia y por lo tanto mayores costes.
- -
- El control de la potencia se realiza con el único parámetro de la inyección de combustible, cuya adaptación a las diferentes condiciones de altura no es óptima, puesto que las concentraciones de oxígeno dependen de la altura.
\vskip1.000000\baselineskip
Asimismo, son conocidas las turbinas de baja
presión para propulsores aeronáuticos destinados a aprovechar la
energía de los gases cuando ya han atravesado la o las turbinas de
alta presión.
En general, las turbinas del estado de la
técnica comprenden entre tres y seis etapas, a las cuales
corresponde a cada una corona de álabes radiales que funcionan con
flujo axial.
Estas, cuya eficacia está sobradamente
demostrada, presentan sin embargo los siguientes inconvenientes:
- Tienen una gran complejidad y peso debido al
elevado número de etapas,
- Precisan de numerosos apoyos y piezas
mecánicas de soporte, y por lo tanto un mantenimiento intensivo y
costoso,
- Al estar enlazados con los ventiladores
delanteros de propulsión del turbopropulsor, su velocidad de
rotación, por razones de desplazamiento de la capa límite en los
ventiladores de propulsión, debe ser reducida, ya sea mediante una
caja de engranajes, con las pérdidas y complejidad que conllevan, o
bien mediante un diseño de los álabes no óptimo, es decir con
álabes que no absorben totalmente la energía de los gases, siendo la
solución a este problema el elevado número de etapas, cuyos
inconvenientes ya se han descrito.
Por lo tanto, es evidente en el sector de la
propulsión aeronáutica la necesidad de disponer de una turbina de
baja presión que dé solución a los inconvenientes mencionados.
Los mencionados inconvenientes del estado de la
técnica se superan con el turbopropulsor aeronáutico de la
invención, que comprende una cámara de combustión para la reacción
de combustión en la que están situadas las bujías, y que se
caracteriza por el hecho de que comprende una cámara de mezclado del
combustible con el oxidante en la que se inyectan y se mezclan el
combustible y un primer oxidante, y estando esta cámara situada
aguas arriba de dicha cámara de combustión, de modo que la mezcla
combustible-primer oxidante llega homogeneizada a
la cámara de combustión. La cámara de combustión, así como la de
mezclado pueden ser únicas, o bien puede tratarse de una pluralidad
de cámaras radiales equiespaciadas.
Preferentemente, el oxidante es una mezcla de
aire procedente de un compresor de alta presión y una mezcla de
oxígeno y ozono, con lo cual se puede dotar de un mayor poder
oxidante al oxidante y un mayor control sobre la composición de la
mezcla. Este control se puede realizar electrónicamente,
garantizando para cualquier altura de vuelo y potencia la mezcla
óptima para el aprovechamiento total del combustible.
Ventajosamente, el turbopropulsor de la
invención comprende una cámara situada directamente después de la
cámara de combustión que comprende medios para inyectar un segundo
oxidante, preferentemente ozono, de modo que los gases que salen de
la cámara de combustión inquemados son oxidados completamente,
aprovechándose totalmente el combustible y evitando la expulsión de
combustible sin quemar al exterior.
Más preferentemente, la cámara de combustión
comprende medios para inyectar un flujo de aire al interior de la
cámara de combustión por la superficie periférica. Esta
característica, ya conocida en la técnica, y que permite centrar la
llama y disminuir la temperatura de la envolvente de la cámara de
combustión, se combina con las características de la invención para
optimizar eficiencia de la cámara de combustión.
Ventajosamente, el segundo oxidante es ozono,
gas con características oxidantes óptimas, obtenido en etapas
precedentes, tal como se describe en la solicitud de patente
200701745 del mismo solicitante.
Más preferentemente, la cámara de mezclado está
dispuesta fuera del tubo termodinámico, de modo que no interfiere
en el avance del aire secundario.
Asimismo, la invención se refiere a un
turbopropulsor aeronáutico, que comprende una turbina de baja
presión y un primer ventilador de propulsión, y que se caracteriza
por el hecho de que la salida de la turbina está situada en su
superficie periférica, en la cual están dispuestos unos álabes
paralelos al eje de la turbina y por el hecho de que dicha turbina
y dicho primer ventilador de propulsión son solidarios.
Por lo tanto, esta turbina es accionada por un
flujo axial, el de entrada, y por un flujo con componente casi
exclusivamente radial, que contribuye con gran eficiencia al momento
angular ejercido sobre la turbina por los gases de escape. Los
álabes de eje longitudinal paralelo al eje de la turbina son de
construcción extremadamente sencilla y de gran robustez, y pueden
ser inclinados con respecto a la dirección radial con el ángulo
necesario para absorber la máxima energía cinética de los gases de
salida.
Otras ventajas de esta turbina son las
siguientes:
- -
- Es de construcción compacta,
- -
- No se necesitan tantas etapas como en las turbinas convencionales, las cuales pueden llegar a necesitar hasta seis discos de álabes, y por lo tanto tiene un peso menor,
- -
- Los álabes de salida se pueden diseñar para que gire a la velocidad óptima,
- -
- Tiene pocas piezas y es de fácil mantenimiento,
- -
- Implica un consumo de energía global menor.
- -
- No se necesita una caja de engranajes para reducir la alta velocidad del eje central, puesto que esta turbina gira independientemente de éste.
Esta turbina de baja presión es solidaria de un
ventilador de propulsión situado a proximidad, de modo que se
obtiene un conjunto muy compacto de gran robustez. En este conjunto,
los gases de escape que son desviados por la turbina a 90º se
encuentran al salir de esta con poca energía cinética, lo cual les
permite ser arrastrados hacia la boca de salida del turbopropulsor
por los gases impulsados por el ventilador. La reacción sobre la
parte posterior de la turbina debido a su acción de desvío de los
gases puede ser soportada por un sistema clásico a base de
rodamientos o bien a base de soportes electromagnéticos, que
proporcionan una mayor vida útil, elimina los roces y por la tanto
las necesidades de lubricación, y que por lo tanto, reducen las
pérdidas energéticas por fricciones.
Para aprovechar al máximo la energía cinética de
los gases de escape, el turbopropulsor de la invención comprende,
ante la turbina de baja presión descrita en el sentido de avance de
los gases una segunda turbina de baja presión de una etapa. De esta
manera, el aprovechamiento de la energía cinética de los gases de
salida se realiza en dos etapas, etapa axial y etapa radial, de
modo que el proceso se hace escalonadamente y con un menor aumento
de entropía.
Ventajosamente, la segunda turbina de baja
presión de una etapa acciona directamente un compresor de baja
presión.
Por otro lado, preferentemente, el
turbopropulsor de la invención comprende un segundo ventilador de
propulsión situado frente al primer ventilador, estando dichos
primer y segundo ventiladores enlazados cinemáticamente y
dinámicamente, de modo que giran en sentidos contrarios lográndose
ahorros de combustible del orden del quince al veinte por
ciento.
Con esta disposición, clásica, se consigue un
flujo axial a la salida de los dos ventiladores, así como una
compensación del momento cinético.
Para lograr dicho enlace cinemático y dinámico,
una solución preferente es disponer una pluralidad de engranajes
interpuestos entre dicho primer y segundo ventiladores, a modo de
piñones satélites que accionen el segundo ventilador en sentido
opuesto al primero, con la misma velocidad angular.
Más preferentemente, el turbopropulsor de la
invención comprende una primera turbina de alta presión situada
ante dicha segunda turbina de baja presión.
La disposición sucesiva de turbinas de alta y de
baja presión, ya conocida, se combina con el accionamiento del
compresor de baja presión a partir, directamente, de la turbina de
baja presión, la cual, al girar a alta velocidad, permite realizar
un compresor de baja presión de pocas etapas, preferentemente dos,
de manera que este tiene menos piezas y por lo tanto menos costes
de mantenimiento, y tiene menos peso, por lo tanto menos consumo de
combustible global.
Más ventajosamente, el turbopropulsor de la
invención comprende un compresor de alta presión, con dos secciones
de etapas de compresión, estando la primera de ellas compuesta de
varias etapas axiales y una centrífuga y estando compuesta la
segunda por una pluralidad de etapas axiales, siendo accionadas
dicha etapa centrífuga y dichas etapas axiales de dicha segunda
sección por segunda turbina de alta presión de la cual son
solidarias. Esta segunda sección, a la cual se denomina a partir de
ahora compresor de refrigeración, permite la reducción de la
temperatura del aire de refrigeración con respecto a sistemas
convencionales, lo cual permite a su vez reducir la temperatura del
aire para realizar la mezcla con el carburante.
Más preferente, el compresor de alta presión se
puede realizar con cuatro etapas axiales en la primera sección
comprende y tres etapas de compresión axiales en la segunda
sección.
Finalmente, los diferentes elementos del
turbopropulsor de la invención están dispuestos en el sentido de
avance de los gases según se expone a continuación:
- -
- el compresor de baja presión,
- -
- la primera sección del compresor de alta presión,
- -
- la segunda sección del compresor de alta presión,
- -
- la segunda turbina de alta presión, la primera turbina de alta presión,
- -
- la segunda turbina de baja presión,
- -
- la entrada a la turbina de baja presión,
- -
- la salida de la turbina de baja presión.
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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 representa un caso práctico de
realización del turbopropulsor de la invención.
La figura 1 es una sección esquemática en alzado
del sistema de mezclado, combustión y quemado posterior del
turbopropulsor de la invención según una realización preferida.
La figura 2 es una sección esquemática en alzado
de la turbina de baja presión del turbopropulsor de la
invención.
La figura 3 es una sección esquemática en alzado
del turbopropulsor de la invención.
La figura 4 es un diagrama esquemático en el que
se agrupan los compresores y las turbinas del turbopropulsor.
Tal como se puede apreciar en el diagrama
esquemático de la figura 1, el turbopropulsor de la invención
comprende al menos una cámara de combustión 1 para la reacción de
combustión en la que están situadas las bujías (no representadas),
y se caracteriza por el hecho de que comprende al menos una cámara 2
de mezclado en la que se inyectan y se mezclan el combustible 3 y
un primer oxidante que puede llevar ozono 4, y estando dicha al
menos una cámara 2 situada aguas arriba de dicha cámara de
combustión 1, de modo que la mezcla
combustible-primer oxidante llega homogeneizada a
dicha al menos una cámara de combustión 1.
Una vez realizada la combustión en la cámara de
combustión, que se realizará en condiciones homogéneas, puesto que
la mezcla ya llega fuertemente homogeneizada a ésta, los gases fruto
de la combustión pasan a otra cámara posterior 5 donde se inyecta
ozono por unos orificios 6 para completar la combustión del
combustible que no ha reaccionado en la cámara de combustión.
Asimismo, y de manera conocida, la cámara de
combustión comprende medios (no representados) para inyectar un
flujo de aire al interior de la cámara de combustión por la
superficie periférica 25, de modo que se estabiliza el flujo de
gases quemados.
Según esta realización preferida de la
invención, la cámara de cámara de mezclado 2 está dispuesta fuera
del tubo termodinámico, tal como se aprecia en la figura 1.
Asimismo, para optimizar el funcionamiento de la
combinación de tres cámaras de combustión, el sistema de inyección
está compuesto por dos tipos diferentes de inyectores. Por un lado,
se dispone de inyectores, preferentemente dieciséis, distribuidos
angularmente en la cámara de combustión, que es de forma anular, que
introducen la mezcla de combustible oxidante en la cámara de
combustión. Para optimizar también el proceso de combustión, estos
inyectores inyectan en forma de torbellino.
Según otra realización preferida de la
invención, tal como se puede apreciar en las figuras 2 y 3, el
turbopropulsor 7 comprende una turbina de baja presión 8 y un
primer ventilador de propulsión 9, y se caracteriza por el hecho de
que la salida 26 de dicha turbina está situada en su superficie
periférica, en la cual están dispuestos unos álabes 10 paralelos al
eje 11 de la turbina y por el hecho de que dicha turbina 8 y dicho
primer ventilador de propulsión 9 son solidarios. Por lo tanto, tal
como se puede ver en la figura 3, los gases de salida 13 de la
turbina de baja presión 8, que salen perpendiculares al eje de la
turbina 11, son desviados en la dirección axial por el flujo de
aire impulsado por el ventilador de propulsión 9.
Según esta realización preferida de la
invención, el turboventilador 7 comprende un segundo ventilador de
propulsión 14 situado frente a dicho primer ventilador 9, estando
dichos primer y segundo ventiladores enlazados cinemáticamente y
dinámicamente, de modo que giran en sentidos contrarios, por
ejemplo, mediante una pluralidad de engranajes (no representados)
interpuestos entre dicho primer 9 y segundo ventiladores 14. Aunque
se hayan denominado por razones de claridad primero y segundo
ventiladores, ello no restringe su disposición relativa con
respecto al sentido del flujo de aire que los atraviesa.
Asimismo, y de forma conocida en el estado de la
técnica, el turbopropulsor comprende una primera turbina de alta
presión 15, preferentemente de dos etapas, situada ante una segunda
turbina de baja presión 27, y esta turbina de baja presión 27 es
solidaria de un primer compresor de baja presión 16, el cual es
preferentemente de dos etapas. Este bajo número de etapas del
compresor de baja presión o booster es posible gracias a la
alta velocidad de la turbina de baja presión 27, que no hace
necesarias 5 o 6 etapas de baja compresión, como es habitual.
Otra característica ventajosa del turbopropulsor
de la invención es que está provisto de un compresor de alta
presión 17 que se divide en dos secciones de etapas de
compresión.
La primera 18 de estas secciones, está compuesta
de varias etapas axiales 19 y la segunda 21 está compuesta por una
etapa centrífuga 20 y una pluralidad de etapas axiales 22. Esta
etapa centrífuga y las etapas axiales de la segunda sección son
solidarias de una segunda turbina de alta presión 23. La etapa
centrífuga, como en cualquier compresor centrífugo, aumenta la
presión del aire, bajando su velocidad y aumentando su densidad, de
modo que está preparado para entrar en la cámara de mezclado. Esta
segunda turbina de alta presión 23 constituye, en el proceso
termodinámico, la primera etapa de turbinado de alta presión, y la
mencionada primera turbina de alta presión corresponde a la segunda
etapa de turbinado de alta presión.
Tal como se aprecia en la figura 4, la invención
se puede realizar con cuatro etapas axiales 19 en la primera
sección y tres etapas de compresión axiales en la segunda 22.
La segunda etapa de compresión axial, también
llamada compresor de refrigeración, toma el aire precomprimido por
el compresor de baja presión 16 y lo impulsa 24 a la refrigeración
de las cámaras de combustión 1, tal como se aprecia en la figura
1.
Claims (16)
1. Turbopropulsor aeronáutico, que comprende al
menos una cámara de combustión (1) para la reacción de combustión,
caracterizado por el hecho de que comprende al menos una
cámara de mezclado (2) en la que se inyectan y se mezclan el
combustible (3) y un primer oxidante (4), y estando dicha al menos
una cámara de mezclado (2) situada ante dicha cámara de combustión
(1) según el sentido de avance de los gases, de modo que la mezcla
combustible-primer oxidante llega homogeneizada a
dicha al menos una cámara de combustión (1).
2. Turbopropulsor aeronáutico según la
reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que dicho
oxidante es una mezcla de aire procedente de un compresor de alta
presión y una mezcla de oxígeno y ozono.
3. Turbopropulsor según la reivindicación 1,
caracterizado por el hecho de que comprende una cámara (5)
situada directamente después de dicha cámara de combustión (1) que
comprende medios (6) para inyectar un segundo oxidante.
4. Turbopropulsor según la reivindicación 3,
caracterizado por el hecho de que la cámara de combustión (1)
comprende medios (25) para inyectar un flujo de aire al interior de
la cámara de combustión por la superficie periférica, para
refrigerar el perímetro de la cámara y centrar la llama.
5. Turbopropulsor según la reivindicación 3,
caracterizado por el hecho de que dicho segundo oxidante es
ozono.
6. Turbopropulsor según la reivindicación 1,
caracterizado por el hecho de que dicha cámara de mezclado
(2) está dispuesta fuera del tubo termodinámico.
7. Turbopropulsor aeronáutico, que comprende una
turbina de baja presión (8) y un primer ventilador de propulsión
(9), caracterizado por el hecho de que la salida de dicha
turbina (8) está situada en su superficie periférica (26), en la
cual están dispuestos unos álabes (10) paralelos al eje de la
turbina (11) y por el hecho de que dicha turbina (8) y dicho primer
ventilador ((9) de propulsión son solidarios.
8. Turbopropulsor aeronáutico según la
reivindicación 7, caracterizado por el hecho de que dicha
turbina de baja presión (8) comprende una segunda turbina de baja
presión (27) de una etapa ante su entrada.
9. Turbopropulsor aeronáutico según la
reivindicación anterior, caracterizado por el hecho de que la
segunda turbina de baja presión (27) de una etapa acciona
directamente un compresor de baja presión (16).
10. Turbopropulsor según la reivindicación 7,
caracterizado por el hecho de que comprende un segundo
ventilador de propulsión (14) situado frente a dicho primer
ventilador (9), estando dichos primer y segundo ventiladores
enlazados cinemáticamente y dinámicamente, de modo que giran en
sentidos contrarios.
11. Turbopropulsor según la reivindicación
anterior, caracterizado por el hecho de que dicho enlace
cinemático y dinámico comprende una pluralidad de engranajes
interpuestos entre dicho primer (9) y segundo ventiladores
(14).
12. Turbopropulsor según la reivindicación 7,
caracterizado por el hecho de que comprende una primera
turbina de alta presión (15) situada ante dicha segunda turbina de
baja presión (27).
13. Turbopropulsor según la reivindicación 9,
caracterizado por el hecho de que dicho primer compresor de
baja presión (16) es de dos etapas.
14. Turbopropulsor según la reivindicación 7,
que comprende un compresor de alta presión (17),
caracterizado por el hecho de que dicho compresor de alta
presión (17) comprende dos secciones (18, 21) de etapas de
compresión, estando la primera de ellas (18) compuesta de varias
etapas axiales y estando compuesta la segunda (21) por una
centrífuga y una pluralidad de etapas axiales, y por el hecho de que
dicha etapa centrífuga y dichas etapas axiales de dicha segunda
sección son solidarias de una segunda turbina de alta presión
(23).
15. Turbopropulsor según la reivindicación
anterior, caracterizado por el hecho de que la primera
sección (18) comprende cuatro etapas axiales y la segunda sección
(21) comprende tres etapas de compresión axiales.
16. Turbopropulsor según las reivindicaciones 7,
8, 9, 10 y 11, caracterizado por el hecho de que comprende,
en el sentido de avance de los gases:
- -
- el compresor de baja presión (16),
- -
- la primera sección del compresor de alta presión (18),
- -
- la segunda sección del compresor de alta presión (21),
- -
- la segunda turbina de alta presión (23), la primera turbina de alta presión (15),
- -
- la segunda turbina de baja presión (27),
- -
- la entrada (12) a la turbina de baja presión (8),
- -
- la salida (26) de la turbina de baja presión (8).
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