Gestión integrada del calor para propulsión híbrida.

Una planta de potencia para un avión eléctrico híbrido (10), comprendiendo la planta de potencia:



al menos un propulsor eléctrico (14) que tiene una góndola (20) que aloja un ventilador (22) para generar empuje para el avión (10);

un generador (16) para suministrar energía a al menos un propulsor eléctrico (14);

al menos un motor de combustión (17, 19) conectado operativamente al generador (16); y

un intercambiador de calor (18) conectado en relación de intercambio de calor tanto con el generador (16) como con al menos un motor de combustión (17, 19), estando provisto el intercambiador de calor (18) en una pared exterior del conducto de la góndola (20) de al menos un propulsor eléctrico (14). e

Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E18202159.

Solicitante: PRATT & WHITNEY CANADA CORP..

Nacionalidad solicitante: Canadá.

Dirección: 1000 Marie-Victorin (01BE5) Longueuil, Québec J4G 1A1 CANADA.

Inventor/es: THOMASSIN,JEAN, DUSSAULT,SERGE.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • B64D27/24 SECCION B — TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.B64D EQUIPAMIENTO INTERIOR O ACOPLABLE A AERONAVES; TRAJES DE VUELO; PARACAIDAS; DISPOSICIONES O MONTAJE DE GRUPOS MOTORES O DE TRANSMISIONES DE PROPULSION EN AERONAVES.B64D 27/00 Disposición o montaje de grupos motores en aeronaves; Aeronaves así caracterizadas (Control de la actitud, la dirección de vuelo o la altitud por reacción a chorro B64C). › que utilizan vapor, electricidad o energía elástica (B64D 27/16 tiene prioridad).

PDF original: ES-2798140_T3.pdf

 

Gestión integrada del calor para propulsión híbrida.
Gestión integrada del calor para propulsión híbrida.

Fragmento de la descripción:

Gestión integrada del calor para propulsión híbrida

CAMPO TÉCNICO

La solicitud se refiere en general a aviones eléctricos híbridos y, más particularmente, a un sistema de gestión de calor para plantas de potencia de dichos aviones.

ANTECEDENTES

El enfriamiento de las plantas de potencia de propulsión de aviones eléctricos híbridos ha demostrado ser un desafío. Típicamente, se proporcionan sistemas de enfriamiento individuales para cada componente generador de calor de la planta de potencia, lo que resulta en un peso extra y complejidad de integración.

Por lo tanto, existe la necesidad de un nuevo sistema de gestión del calor adecuado para aviones eléctricos híbridos.

El documento EP3228544 describe un sistema de propulsión híbrido-eléctrico que incluye un motor de turbina de gas, una máquina eléctrica, un conjunto de propulsión y un recuperador conectado al motor de turbina de gas. El documento US2016/0167796 describe elementos de propulsión auxiliares que comprenden un motor eléctrico, un motor de combustión interna y medios de enfriamiento situados debajo del fuselaje de una aeronave. El documento US4474001 describe un sistema de enfriamiento convencional de un motor de turbina de gas, que comprende un intercambiador de calor utilizado para enfriar solo el generador que proporciona energía eléctrica a la aeronave. Ninguna planta de potencia híbrida está presente en este documento.

RESUMEN

Según un aspecto general de la presente invención, se proporciona una planta de potencia para un avión eléctrico híbrido, la planta de potencia comprende: al menos un propulsor eléctrico que tiene una góndola que aloja un ventilador para generar empuje para el avión; un generador para suministrar energía a al menos un propulsor eléctrico; al menos un motor de combustión conectado operativamente al generador; un intercambiador de calor conectado en relación de intercambio de calor tanto con el generador como con al menos un motor de combustión, estando provisto el intercambiador de calor en una pared exterior del conducto de la góndola del al menos un propulsor eléctrico.

Según otro aspecto general de la presente invención, se proporciona un avión que comprende: un propulsor eléctrico que tiene una góndola que aloja un ventilador accionado por un motor eléctrico; una fuente de energía para suministrar energía al propulsor eléctrico, la fuente de energía incluye un conjunto de baterías y un generador; un motor de combustión conectado operativamente al generador; y un sistema de enfriamiento común para el conjunto de baterías, el generador y el motor de combustión, el sistema de enfriamiento común que comprende un intercambiador de calor integrado a la góndola del propulsor eléctrico aguas abajo del ventilador.

Según otro aspecto general de la presente invención, se proporciona un procedimiento para gestionar el calor generado por una planta de potencia de una aeronave que tiene propulsores eléctricos alimentados al menos en parte por un generador conectado operativamente a un motor de combustión, el procedimiento comprende: retirar calor del generador y el motor de combustión y disipar el calor en el aire ambiente fuera de la aeronave a través de un intercambiador de calor conectado operativamente tanto al generador como al motor de combustión.

DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS

Ahora se hace referencia a las figuras adjuntas en las que:

La figura 1 es una vista isométrica esquemática de un avión eléctrico híbrido que tiene un par de propulsores eléctricos montados en lados opuestos del fuselaje del avión;

La figura 2 es una vista esquemática de una planta de potencia para suministrar energía a los propulsores eléctricos de la aeronave; y

La figura 3 es una vista esquemática en sección transversal de uno de los propulsores eléctricos de la aeronave e ilustra un ejemplo de una integración de un sistema de gestión de calor en la góndola del propulsor.

DESCRIPCIÓN DETALLADA

Con referencia a la Figura 1, se muestra un ejemplo de un avión eléctrico híbrido 10 que incluye un par de propulsores eléctricos 14 montados en lados opuestos del fuselaje del avión 11 para generar empuje para el avión 10. Como se muestra en la Fig. 3, cada propulsor eléctrico 14 puede proporcionarse en forma de un ventilador con conducto que incluye una góndola 20 que aloja un ventilador 22 accionado en rotación por un motor eléctrico 13 montado dentro de n cuerpo central 21 aguas abajo del ventilador 22. Un paso de aire anular 24 se define entre una superficie radialmente interna de la góndola 20 y una superficie radialmente externa del cuerpo central 21 para canalizar el aire externo extraído por el ventilador 22. Como se muestra en la Fig. 3, el paso de aire 24 puede tener un perfil de sección transversal convergente o forma de boquilla para acelerar aún más la corriente de aire extraída por el ventilador 22 para generar un mayor empuje para el avión 10.

Como se muestra en la Fig. 2, se pueden usar varias fuentes de energía para suministrar energía eléctrica a los propulsores eléctricos 14. Por ejemplo, la fuente de energía puede comprender un conjunto de baterías 12 u otro conjunto de almacenamiento de energía y/o un generador eléctrico 16 adecuados.

La generación eléctrica puede ser proporcionada por un motor de combustión que acciona el generador 16. El motor de combustión puede adoptar diversas formas, como un motor de turbina de gas convencional, un motor de combustión interna (MCI) que tiene una cámara de combustión de volumen variable (por ejemplo, un motor de pistón o un motor Wankel) , o un motor compuesto (por ejemplo, un MCI integrado a un motor de turbina de gas) . Según una realización, la generación eléctrica es proporcionada al menos en parte por un motor de turbina de gas convencional 17 que acciona un generador 16, que, a su vez, suministra energía eléctrica a los motores eléctricos 13 de los propulsores 14. Según otra realización, el generador 16 podría ser accionado únicamente por un motor de combustión interna (MCI) 19, tal como un motor de pistón o un motor Wankel, que tiene una cámara de combustión de volumen variable. Según otra variante, puede proporcionarse un motor compuesto que comprende un motor de turbina de gas y un MCI para accionar el generador 16. También se entiende que el generador 16 podría estar conectado operativamente tanto a un motor de turbina de gas como a un MCI. Se contemplan varias combinaciones de motores de combustible.

En funcionamiento, los diversos elementos de la planta de potencia, incluidas las baterías 12, el generador 16, el motor de turbina de gas 17, el MCI 19 y/o el motor compuesto necesitan ser enfriados. Mientras que los motores de turbina de gas convencionales generalmente se enfrían con un pequeño % de la cantidad de aire del motor principal, las baterías 12, el generador 16 y los MCI generalmente se enfrían mediante sistemas de enfriamiento separados a base de líquido. Tales sistemas comprenden típicamente un intercambiador de calor que define un circuito de refrigerante a través del cual circula un refrigerante (por ejemplo, un líquido o gas) para eliminar el calor de las partes a enfriar.

En este documento se propone combinar todos los sistemas de enfriamiento en uno e integrar el sistema de enfriamiento combinado en la envoltura externa de la aeronave, que está expuesta al aire ambiente. Por ejemplo, en el caso de los aviones de alas fijas ejemplificados equipados con propulsores eléctricos 14, los intercambiadores de calor 18 podrían integrarse a la góndola propulsora 20 para disipar efectivamente el calor recogido por el líquido refrigerante de las baterías 12, el generador 16 y el MCI 19. Más particularmente, en el caso de un ventilador con conducto que tiene un ventilador 22 montado en una góndola 20 que incluye una pared exterior del conducto que circunscribe un paso de aire 24 como se muestra en la Fig. 3, un intercambiador de calor 18 podría integrarse a la pared exterior del conducto de la góndola 20 aguas abajo del ventilador 22 para disipar el calor combinado del MCI, las baterías 12 y/o el generador eléctrico 16 en la corriente de aire que fluye a través del paso de aire 24, aumentando así la energía del aire propulsado por el ventilador 22 y, por lo tanto, mejorando el rendimiento de los propulsores 14. Esto puede lograrse, por ejemplo, integrando un intercambiador de calor anular líquido-aire en la pared exterior del conducto del paso de aire 24. En funcionamiento, el líquido refrigerante es circulado para recoger el...

 


Reivindicaciones:

1. Una planta de potencia para un avión eléctrico híbrido (10) , comprendiendo la planta de potencia:

al menos un propulsor eléctrico (14) que tiene una góndola (20) que aloja un ventilador (22) para generar empuje para el avión (10) ;

un generador (16) para suministrar energía a al menos un propulsor eléctrico (14) ;

al menos un motor de combustión (17, 19) conectado operativamente al generador (16) ; y

un intercambiador de calor (18) conectado en relación de intercambio de calor tanto con el generador (16) como con al menos un motor de combustión (17, 19) , estando provisto el intercambiador de calor (18) en una pared exterior del conducto de la góndola (20) de al menos un propulsor eléctrico (14) .

2. La planta de potencia definida en la reivindicación 1, donde al menos un motor de combustión (17, 19) comprende un motor de combustión interna (19) que tiene una cámara de combustión de volumen variable, el motor de combustión interna (19) está refrigerado por líquido, y el intercambiador de calor (18) es un intercambiador de calor de aire líquido.

3. La planta de potencia definida en la reivindicación 1 o 2, que comprende además un conjunto de baterías (12) para suministrar energía a al menos un propulsor eléctrico (14) , estando el intercambiador de calor (18) conectado en relación de intercambio de calor con el conjunto de baterías (12) para disipar el calor combinado del conjunto de baterías (12) , del al menos un motor de combustión (17, 19) y del generador (16) .

4. La planta de potencia definida en la reivindicación 3, donde al menos un motor de combustión (17, 19) comprende un motor de turbina de gas (17) y un motor de combustión interna (19) , y el intercambiador de calor (18) está expuesto al aire ambiente y está en relación de intercambio de calor con el motor de combustión interna (19) para disipar el calor combinado del generador (16) , del conjunto de baterías (12) y del motor de combustión interna (19) al aire ambiente.

5. La planta de potencia definida en cualquier reivindicación anterior, donde el calor disipado por el intercambiador de calor (18) se dirige a un labio de entrada (26) de la góndola (20) de al menos un propulsor eléctrico (14) para realizar una función de descongelación.

6. La planta de potencia definida en cualquier reivindicación anterior, donde la góndola (20) define un paso de aire (24) para canalizar el aire ambiente extraído por el ventilador (22) , y el intercambiador de calor (18) está dispuesto en un límite de flujo externo del paso de aire (24) para disipar el calor combinado del generador (16) y de al menos un motor de combustión (17, 19) en una corriente de aire aspirada por el ventilador (22) para generar empuje para el avión (10) .

7. La planta de potencia definida en cualquier reivindicación anterior, donde al menos un motor de combustión (17, 19) comprende un motor de turbina de gas (17) y un motor de combustión interna (19) , y el motor de turbina de gas (17) tiene una sección de gas de escape de la turbina en comunicación de flujo con el paso de aire (24) de la góndola (20) aguas abajo del intercambiador de calor (18) .

8. Una aeronave que comprende una planta de potencia según se define en cualquier reivindicación anterior.

9. Un procedimiento para gestionar el calor generado por una planta de potencia de una aeronave (10) que tiene propulsores eléctricos (14) alimentados al menos en parte por un generador (16) conectado operativamente a un motor de combustión (17, 19) , comprendiendo el procedimiento:

retirar calor del generador (16) y del motor de combustión (17, 19) ; y

disipar el calor en el aire ambiente fuera del avión (10) a través de un intercambiador de calor (18) conectado operativamente tanto al generador (16) como al motor de combustión (17, 19) .

10. El procedimiento de la reivindicación 9, donde extraer calor comprende hacer circular un refrigerante en relación de intercambio de calor con el motor de combustión (17, 19) y el generador (16) , y disipar el calor comprende hacer circular el refrigerante a través del intercambiador de calor (18) .

11. El procedimiento de la reivindicación 10, que comprende transferir calor desde el refrigerante a un flujo de aire propulsado por los propulsores eléctricos (14) para generar empuje para el avión (10) .

12. El procedimiento de la reivindicación 10 u 11, que comprende además usar calor transportado por el refrigerante para descongelar un labio de entrada (26) de la góndola (20) de los propulsores eléctricos (14) .

13. El procedimiento de las reivindicaciones 10, 11 o 12, donde la planta de potencia comprende además un conjunto de baterías (12) , y el procedimiento comprende además usar el refrigerante para eliminar el calor del onjunto de baterías (12) , del generador (16) y del motor de combustión (17, 19) y el calor combinado extraído del conjunto de baterías (12) , del generador (16) y del motor de combustión (17, 19) se disipa en el aire ambiente por el intercambiador de calor (18) .

14. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 9 a 13, donde el intercambiador de calor (18) está montado en una pared exterior del conducto de una góndola (20) de los propulsores eléctricos (14) , y el motor de combustión (17, 19) es un motor de combustión interna refrigerado por líquido (19) .

15. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 9 a 14, que comprende además dirigir los gases de escape desde el motor de combustión (17, 19) hacia un flujo de aire aguas abajo del intercambiador de calor (18) .

 

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