MOTOR AERONÁUTICO.

Motor aeronáutico (1) de tipo turboventilador, provisto de un compresor de baja presión (2),

un compresor de alta presión (3), al menos una cámara de combustión (4), una turbina de alta presión (5), dos etapas de baja presión, un turboventilador (8), estando la turbina de alta presión (5), las dos etapas de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, en el que el compresor de alta presión (3) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5), cuya salida del compresor de baja presión (2) comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador (8), de modo que se logra una gran eficiencia al no requerirse etapas intermedias entre la salida del compresor de baja presión y la turbina de álabes horizontales.

tima el caudal de aire de baja presión y alta velocidad.

Motor aeronáutico.

La presente invención se refiere a un motor aeronáutico de tipo turboventilador de alta eficiencia y que minimiza la contaminación al medio ambiente, en especial en lo que se refiere a la emisión de compuestos que se forman a altas temperaturas como los NOx. Antecedentes de la invención

Son conocidos los motores aeronáuticos de tipo turboventilador, provistos de un compresor de baja presión, un compresor de alta presión, una cámara de combustión, una turbina de alta presión, una o varias etapas de turbina de baja presión, un turboventilador, en los cuales la turbina de alta presión, las etapas de turbina de baja presión están situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, y en los cuales el compresor de alta presión es accionado directamente por la turbina de alta presión.

En general, en los motores convencionales, el turboventilador o fan es propulsado por el eje del motor que conecta a este con la turbina de baja presión, con el problema de tener que utilizar medios reductores de velocidad, por ejemplo una caja de engranajes, que producen una alta solicitación mecánica.

Asimismo, es sabido que este tipo de motores basa su funcionamiento en un compresor de alta presión con un elevado número de etapas, hasta 14, lo cual supone una gran complejidad y un peso considerable de la turbina.

Otro inconveniente de estos motores aeronáuticos es que se emplea el mismo aire para la refrigeración y para la combustión, con lo cual no se dispone de aire frío de refrigeración, de modo que este tipo de motores da origen a una producción de NOX no admisible.

Por lo tanto, es evidente la necesidad de disponer de un motor aeronáutico que dé solución a los mencionados inconvenientes del estado de la técnica. Descripción de la invención

Para ello, la presente invención propone un motor aeronáutico de tipo turboventilador, provisto de

- un compresor de baja presión,

- un compresor de alta presión,

- al menos una cámara de combustión,

- una turbina de alta presión,

- una primera etapa de turbina de baja presión,

- una segunda etapa de turbina de baja presión,

- un turboventilador,

estando la turbina de alta presión, la primera etapa de turbina de baja presión y la segunda etapa de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión, en el que dicho compresor de alta presión es accionado directamente por dicha turbina de alta presión, y que se caracteriza por el hecho de que la salida del compresor de baja presión comprende una primera derivación conectada a la entrada de una turbina fría de álabes horizontales, estando a su vez la turbina de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador.

Efectivamente, la mejor eficiencia de un compresor se obtiene a alta velocidad, y no es necesario después de esta compresión realizar más etapas, puesto que el aire de alta velocidad obtenido es directamente turbinado en una turbina fría de álabes horizontales

Preferentemente, la salida del compresor de baja presión comprende una segunda derivación conectada a una cámara de refrigeración que envuelve a la cámara de combustión, de modo que la cámara de combustión es enfriada por la práctica totalidad de la superficie que la envuelve con aire frío.

Más preferentemente, la cámara de combustión es anular, y su superficie externa orientada aguas arriba tiene un perfil aerodinámico, de modo que la refrigeración es óptima.

Ventajosamente, la cámara de refrigeración que envuelve a la cámara de combustión está conectada aguas abajo con la salida de la cámara de combustión, de modo que en funcionamiento permiten rebajar la temperatura de los gases de salida de la cámara de combustión y, por lo tanto, los álabes de la turbina de alta presión.

Más ventajosamente, el motor aeronáutico de la invención comprende medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire y oxígeno activado con combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada.

Es decir, la mezcla combustible oxidante no se realiza en la cámara de combustión, si no que se realiza previamente a su inyección en la cámara de combustión, de modo que se tiene un mayor control sobre la composición de la mezcla y su homogeneidad en el momento de la combustión en la cámara.

Preferentemente, dicha mezcla entrará a los inyectores para ser encendida dentro del Liner de la cámara de combustión y el aire, compuesto preferentemente de nitrógeno 79%, oxígeno 20% y otros gases, se mezclará después de envolver periféricamente el Liner para refrigerarlo a través de orificios de refrigeración en este y a la salida de cámaras en el difusor antes de los alabes fijos para entrar a la turbina de alta presión.

Preferentemente, los medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situadas en una unidad de compresión situada físicamente externamente a dicho motor, lo cual permite aligerar el motor.

Más preferentemente, los medios para suministrar a la cámara de combustión una mezcla de aire-combustible previamente comprimida y mezclada comprende medios de generación de ozono, para suministrarlo a dicha mezcla-combustible previamente a su inyección en la cámara de combustión.

Debido al elevado poder oxidante del ozono, se garantiza la combustión completa del combustible, aumentando la eficiencia de utilización de este y evitando al mismo tiempo al emisión de partículas fuertemente contaminantes a la atmósfera.

Más ventajosamente, el turboventilador está situado en la sección central del motor y más preferentemente, comprende una corona de álabes fijos configurados para orientar el aire entrante de forma óptima para su aspiración por el turboventilador.

Esta combinación las siguientes ventajas:

- El turboventilador queda protegido de impactos de objetos que puedan entrar por la parte delantera del motor, como por ejemplo aves.

- Asimismo, la corona de álabes fijos proporciona un aislamiento acústico de las vibraciones provocadas por la rotación del turboventilador.

Preferentemente, la salida de la segunda etapa de turbina de baja presión está conectada a la salida del turboventilador, de modo que los gases de combustión calientes son enfriados inmediatamente por mezclado con el aire propulsado por el turboventilador, contrariamente a los motores convencionales en los cuales los gases calientes son expulsados por una tobera de escape directamente al exterior.

Ventajosamente, la mencionada salida de la segunda etapa de turbina de baja presión está orientada parcialmente radialmente, de modo que al cruzarse los flujos con un ángulo pronunciado, se favorece la mezcla entre el aire de impulsión y el aire de salida de la segunda etapa de turbina de baja presión en el interior de la tobera de escape.

Más ventajosamente, el compresor de baja presión es axial y de tres etapas y aún más ventajosamente, el compresor de alta presión es centrifugo.

Preferentemente, la turbina de alta presión es axial y de un escalón, y la primera etapa de turbina de baja presión y la segunda etapa de turbina de baja presión son axiales, combinación óptima para la estructura general del motor aeronáutico de la invención.

Ventajosamente, el motor aeronáutico de la invención comprende medios de generación de energía eléctrica dispuestos para ser accionados por la segunda etapa de turbina de baja presión de modo que la energía eléctrica generada puede ser empleada para el funcionamiento general de la aeronave provista de los motores aeronáuticos de la invención, y especialmente para la realización de la mezcla aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico en una unidad de compresión central.

Más ventajosamente, los dichos medios de generación de energía eléctrica comprenden seis generadores eléctricos dispuestos con sus ejes paralelos al eje del motor y repartidos equiespaciados angularmente,...

1. Motor aeronáutico (1) de tipo turboventilador, provisto de

- un compresor de baja presión (2) ,

- un compresor de alta presión (3) ,

- al menos una cámara de combustión (4) ,

- una turbina de alta presión (5) ,

- una primera etapa (6) de turbina de baja presión,

- una segunda etapa (7) de turbina de baja presión,

- un turboventilador (8) ,

estando la turbina de alta presión (5) , la primera etapa (6) de turbina de baja presión y la segunda etapa (7) de turbina de baja presión situadas consecutivamente tras la cámara de combustión,

en el que dicho compresor de alta presión (3) es accionado directamente por dicha turbina de alta presión (5) ,

caracterizado por el hecho de que

la salida del compresor de baja presión (2) comprende una primera derivación (9) conectada a la entrada de una turbina fría (10) de álabes horizontales, estando a su vez dicha turbina (10) de álabes horizontales dispuesta para accionar el turboventilador (8) .

2. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación 1, en el que la salida del compresor de baja presión (2) comprende una segunda derivación (11) conectada a la entrada del compresor de alta presión para enviar aire de refrigeración a la cámara de refrigeración (12) que envuelve a la cámara de combustión (4) .

3. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación 1, en el que dicha cámara de combustión (4) es anular, y por el hecho de que la superficie externa (13) orientada aguas arriba tiene un perfil aerodinámico.

4. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación anterior, en el que la cámara de refrigeración (12) que envuelve a la cámara de combustión (4) está conectada aguas abajo con la salida de la cámara de combustión, de modo que en funcionamiento permiten rebajar la temperatura de los gases de salida de la cámara de combustión y, por lo tanto, los álabes de la turbina de alta presión.

5. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación 1, en el que comprende medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada.

6. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones1y2ylareivindicación anterior, en el que dichos medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire/oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situados en una unidad de compresión situada físicamente externamente a dicho motor (1) .

7. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1, 2ó3ylas reivindicaciones5y6, en el que dichos medios (14) para suministrar a la cá

mara de combustión (4) una mezcla de aire-combustible previamente comprimida y mezclada comprende medios de generación de ozono (15) , para suministrarlo a dicha mezcla-combustible previamente a su inyección en la cámara de combustión (4) .

8. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el turboventilador (8) está situado en la sección central (16) del motor (1) .

9. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que comprende una corona (16) de álabes fijos configurados para orientar el aire entrante (E) de forma óptima para su aspiración por el turboventilador (8) .

10. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la salida (17) de la segunda etapa (7) de turbina de baja presión está conectada a la salida del turboventilador.

11. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación anterior, en el que dicha salida (17) está orientada parcialmente radialmente, de modo que se favorece la mezcla entre el aire de impulsión (I) y el aire de salida

(S) de la segunda etapa (7) de turbina de baja presión en el interior de la tobera de escape.

12. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el compresor de baja presión (2) es axial y de tres etapas.

13. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que el compresor de alta presión (3) es centrifugo.

14. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la turbina de alta presión es axial y de un escalón (5) , y la primera etapa

(6) de turbina de baja presión y la segunda etapa (7) de turbina de baja presión son axiales.

15. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende medios

(18) de generación de energía eléctrica dispuestos para ser accionados por las segunda etapa (7) de turbina de baja presión.

16. Motor aeronáutico (1) según la reivindicación anterior, en el que dichos medios (18) de generación de energía eléctrica comprenden seis generadores eléctricos (19) dispuestos con sus ejes paralelos al eje (20) del motor y repartidos equiespaciados angularmente.

17. Motor aeronáutico (1) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que está configurado para la mezcla entre en los inyectores para ser encendida dentro del Liner de la cámara de combustión y el aire y se mezcle después de envolver periféricamente el Liner para refrigerarlo a través de orificios de refrigeración en este y a la salida de cámaras en el difusor antes de los alabes fijos para entrar a la turbina de alta presión.

18. Aeronave provista de un motor aeronáutico según cualquiera de las reivindicaciones anteriores.

19. Aeronave (21) según cualquiera de las reivindicaciones5ó6, enelque dichos medios (14) para suministrar a la cámara de combustión (4) una mezcla de aire con oxígeno activado y combustible aeronáutico previamente comprimida y mezclada están situados en la parte central inferior del fuselaje de la aeronave.