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

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.

Antecedentes de la invención

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.

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.

Descripción de la invención

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...

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).