ES2850877T3

ES2850877T3 - Unidad de potencia auxiliar con refrigeración combinada del generador

Info

Publication number: ES2850877T3
Application number: ES18211774T
Authority: ES
Inventors: Anthony Jones; Andre Julien; David Menheere; Jean Thomassin; Richard Ullyott
Original assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Current assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Priority date: 2015-08-07
Filing date: 2016-08-08
Publication date: 2021-09-01
Anticipated expiration: 2036-08-08
Also published as: EP3133266A1; PL3133266T3; US20170037776A1; CN108137164B; US10240522B2; EP3133266B1; ES2714792T3; PL3492721T3; CA2938110C; EP3492721B1; EP3492721A1; WO2017024390A1; CN108137164A; US20190186352A1; CA2938110A1

Abstract

Un procedimiento para refrigerar un generador (64) y un motor de combustión interna (12) de una unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) para una aeronave, comprendiendo el procedimiento: hacer circular un primer refrigerante líquido a través del motor de combustión interna (12); hacer circular un segundo refrigerante líquido a través del generador (64); y accionar un flujo de aire de refrigeración en una relación de intercambio de calor con los refrigerantes líquidos primero y segundo usando un ventilador (78) accionado por el motor de combustión interna (12); caracterizado por que: el ventilador (78) es accionado por el motor de combustión interna (12) a través de un acoplamiento mecánico entre el ventilador (78) y el motor de combustión interna (12).

Description

DESCRIPCIÓN

Unidad de potencia auxiliar con refrigeración combinada del generador

CAMPO TÉCNICO

En términos generales, la solicitud se refiere a conjuntos de motores compuestos, más particularmente, a conjuntos de este tipo usados como unidades de potencia auxiliares (APU).

ANTECEDENTES DE LA TÉCNICA

Las unidades de potencia auxiliares de motores de turbina de gas tradicionales que incluyen un núcleo de motor con una cámara de combustión que se usan para accionar un generador requieren habitualmente un sistema de refrigeración para el generador. Un sistema de refrigeración de este tipo puede incluir ventiladores y/o eyectores que pueden representar pérdidas de potencia significativas y/o crear penalizaciones en la resistencia en vuelo.

Además, las unidades de potencia auxiliares de motores de turbina de gas tradicionales normalmente tienen un escape con temperatura relativamente alta, lo que requiere el uso de materiales para altas temperaturas en las paredes del conducto de escape, lo que puede representar un coste significativo.

El documento US-2009/088063-A1 describe un procedimiento de la técnica anterior como se establece en el preámbulo de la reivindicación 1.

RESUMEN

Según la presente invención, se proporciona un procedimiento para refrigerar un generador y un motor de combustión interna de una unidad de potencia auxiliar para una aeronave como se establece en la reivindicación 1.

También se proporciona una unidad de energía auxiliar para una aeronave según la reivindicación 4.

DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS

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

La Fig. 1 es una vista lateral esquemática en sección transversal de una unidad de potencia auxiliar de acuerdo con una realización particular;

La Fig. 2 es una vista en planta esquemática en sección transversal de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 1; La Fig. 3 es una vista tridimensional esquemática de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 1;

La Fig. 4 es una vista esquemática en sección transversal de un motor rotativo que se puede usar en la unidad de potencia auxiliar de las Figs. 1-3;

La Fig. 5 es una vista tridimensional esquemática de una unidad de potencia auxiliar de acuerdo con otra realización particular;

La Fig. 6 es otra vista tridimensional esquemática de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 5, tomada desde un lado opuesto;

La Fig. 7 es una vista esquemática en sección transversal de parte de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 5; La Fig. 8 es una vista tridimensional esquemática, parcialmente transparente, de un extremo de la unidad de potencia auxiliar de la Fig. 5 recibida en un cono de cola de una aeronave;

La Fig. 9 es una vista inferior esquemática de una unidad de potencia auxiliar y un cono de cola de acuerdo con una realización particular, con parte del cono de cola eliminado para mayor claridad;

La Fig. 10 es una vista lateral esquemática de la unidad de potencia auxiliar y el cono de cola de la Fig. 9, con parte del cono de cola eliminado para mayor claridad;

La Fig. 11 es una vista esquemática en sección transversal de las secciones de compresor y turbina de las unidades de potencia auxiliares de la Fig. 5 y de la Fig. 9;

La Fig. 12 es una vista esquemática en sección transversal de parte de una unidad de potencia auxiliar que muestra una configuración de entrada de refrigeración e intercambiador de calor de acuerdo con otra realización particular que se puede usar de forma alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliares anteriores;

La Fig. 13 es una vista esquemática en sección transversal de parte de una unidad de potencia auxiliar que muestra una configuración de entrada de refrigeración e intercambiador de calor de acuerdo con otra realización particular que se puede usar de forma alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliares anteriores;

La Fig. 14 es una vista esquemática en sección transversal de una sección de compresor de acuerdo con otra realización particular que se puede usar de forma alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliares anteriores;

La Fig. 15 es un diagrama de una configuración de compresor y turbina de acuerdo con otra realización particular que se puede usar de forma alternativa en cualquiera de las unidades de potencia auxiliares anteriores; y

La Fig. 16 es una vista esquemática en sección transversal de la configuración de compresor y turbina de la Fig. 15.

DESCRIPCIÓN DETALLADA

La presente descripción incluye unidades de potencia auxiliares de conjuntos de motores compuestos para proporcionar potencia neumática y/o eléctrica suplementaria en tierra y en vuelo para aplicaciones de unidades de potencia auxiliares en el aire. En una realización particular, las unidades de potencia auxiliares se configuran para reemplazar directamente una unidad de potencia auxiliar de motor de turbina de gas tradicional y funcionan de una manera más eficiente, con propiedades de potencia/peso y potencia/volumen que cumplen los requisitos para la aplicación en el aire. También es posible la aplicación a unidades de potencia de tierra fijas o móviles.

Con referencia a las Figs. 1-3, se muestra en general una unidad de potencia auxiliar 10 de acuerdo con una realización particular. La unidad de potencia auxiliar 10 incluye un núcleo de motor 12' que incluye uno o más motores de combustión interna intermitentes 12 acoplados a un árbol común 16 (véase la Fig. 2). En una realización particular, el o los motores de combustión interna intermitentes 12 son motores rotativos de combustión interna, por ejemplo, los motores Wankel; sin embargo, se entiende que se pueden usar alternativamente otros tipos de motores de combustión interna intermitentes.

Con referencia a la Fig. 4, se muestra un ejemplo de un motor Wankel que se puede usar en el núcleo de motor 12'. Se entiende que la configuración del/de los motor/es 12, por ejemplo, la ubicación de las lumbreras, el número y ubicación de los sellos, etc., puede variar de la de la realización mostrada. El motor 12 comprende un alojamiento 32 que define una cavidad de rotor que tiene un perfil que define dos lóbulos, que es preferiblemente un epitrocoide. Dentro de la cavidad de rotor se recibe un rotor 34. El rotor define tres porciones de vértice 36 espaciadas circunferencialmente y un perfil generalmente triangular con caras arqueadas hacia fuera. Las porciones de vértice 36 se acoplan de manera estanca con la superficie interna de una pared periférica 38 del alojamiento 32 para formar y separar tres cámaras de trabajo 40 de volumen variable entre el rotor 34 y el alojamiento 32. La pared periférica 38 se extiende entre dos paredes extremas espaciadas axialmente 54 para encerrar la cavidad de rotor.

El rotor 34 se acopla a una porción excéntrica 42 de un árbol de salida 16 para llevar a cabo revoluciones orbitales dentro de la cavidad de rotor. El árbol de salida 16 lleva a cabo tres rotaciones por cada revolución orbital del rotor 34. El eje geométrico 44 del rotor 34 está desplazado de y es paralelo al eje 46 del alojamiento 32. Durante cada revolución orbital, cada cámara 40 varía en volumen y se mueve alrededor de la cavidad de rotor para someterse a las cuatro fases de admisión, compresión, expansión y escape.

Se proporciona una lumbrera de admisión 48 a través de la pared periférica 38 para admitir aire comprimido hacia una de las cámaras de trabajo 40. También se proporciona una lumbrera de escape 50 a través de la pared periférica 38 para descargar los gases de escape de las cámaras de trabajo 40. Los pasos 52 para una bujía, una bujía incandescente u otro mecanismo de encendido, así como para uno o más inyectores de combustible de un sistema de inyección de combustible (no mostrado) también se proporcionan a través de la pared periférica 38. De manera alternativa, la lumbrera de admisión 48, la lumbrera de escape 50 y/o los pasos 52 se pueden proporcionar a través de la pared extrema o lateral 54 del alojamiento. Se puede proporcionar una subcámara (no mostrada) en comunicación con las cámaras 40, para la inyección piloto o previa de combustible para su combustión.

Para un funcionamiento eficiente, las cámaras de trabajo 40 se cierran de manera estanca por medio de sellos periféricos o de vértice accionados por resorte 56 que se extienden desde el rotor 34 para acoplar la superficie interna de la pared periférica 38, y sellos de cara o de gas accionados por resorte 58 y sellos de extremo o esquina 60 que se extienden desde el rotor 34 para acoplar la superficie interna de las paredes extremas 54. El rotor 34 también incluye al menos un anillo obturador de aceite accionado por resorte 62, desviado contra la superficie interna de la pared extrema 54 alrededor del cojinete para el rotor 34 en la porción excéntrica del árbol 42.

El/los inyector/es de combustible del motor 12, que en una realización particular es/son inyectores de combustible de conducto común, se comunica/n con una fuente de combustible pesado (por ejemplo, diésel, queroseno (combustible de aviación), biocombustible equivalente), y suministra/n el combustible pesado al motor 12 de modo que la cámara de combustión esté estratificada con una mezcla rica de aire y combustible cerca de la fuente de ignición y una mezcla más pobre en otras partes.

Con referencia de nuevo a las Figs. 1-3, la unidad de potencia auxiliar 10 incluye un compresor de sobrealimentación 20 que tiene una salida en comunicación fluida con la entrada del núcleo de motor 12' (por ejemplo, la lumbrera de admisión 48 de cada motor 12). El aire entra a un plénum de entrada 19 desde la entrada 14 de la aeronave, y el aire se comprime por medio del compresor 20 que incluye opcionalmente palas de guía de entrada variable 23 e incluye opcionalmente un difusor variable 25 (Fig. 2), que, en una realización particular, permite la gestión de una amplia variedad de condiciones de relación de flujo y presión. El aire procedente del compresor 20 circula a través de un intercambiador de calor intercooler (radiador intermedio) 18 para bajar su temperatura, por ejemplo, de aproximadamente 450 °F (232 °C) a 250 °F (121 °C), antes de entrar al núcleo de motor. En la realización mostrada, el compresor 20 también proporciona aire de purga para la aeronave; después de abandonar el compresor 20 y antes de llegar al intercooler 18, una porción del aire comprimido se dirige a un conducto de purga 27 para ser suministrado a la aeronave.

En ciertas condiciones de funcionamiento, puede ser necesario purgar el exceso de aire del compresor 20 para evitar sobrecargas. En la realización mostrada, el conducto entre el compresor 20 y el intercooler 18 está en comunicación de flujo con un conducto de exceso de aire 29 para purgar este exceso de aire; una válvula de desviación 31 se incorpora en el conducto de exceso de aire 29 para gestionar el flujo de aire que se purga del compresor 20. La válvula de desviación 31 se puede programar para abrirse en base a las condiciones de salida detectadas del compresor que indiquen un funcionamiento cercano a la sobrecarga.

En el núcleo de motor 12', el aire se mezcla con combustible y se quema para proporcionar potencia y una cantidad residual de gas de escape a presión intermedia. La salida del núcleo de motor 12' (por ejemplo, la lumbrera de escape 50 de cada motor 12) está en comunicación de fluido con una entrada de una sección de turbina, de modo que los gases de escape procedentes del núcleo de motor 12' se expandan en la sección de turbina. La sección de turbina tiene una o más turbinas 26, 22 combinadas con el núcleo de motor 12'. En una realización particular, la sección de turbina incluye una turbina de primera etapa 26 que tiene una salida en comunicación de fluido con una entrada de una turbina de segunda etapa 22, con las turbinas 26, 22 teniendo diferentes relaciones de reacción entre sí. El grado de reacción de una turbina se puede determinar usando la relación de reacción basada en la temperatura (ecuación 1) o la relación de reacción basada en la presión (ecuación 2), que habitualmente tienen un valor cercano entre sí para una misma turbina, y que caracterizan a la turbina con respecto a turbinas de "impulso puro" o de "reacción pura":

(í)Rcacción(T) = ^{( f e ~ feO}

fe o ~ fe )

^{( -} (2) Reacción (P) — Ps3 ^~ Pss)

f e o — Pss)

donde t es la temperatura y P es la presión, s se refiere a una lumbrera estática, y los números se refieren a la ubicación donde se mide la temperatura o la presión: 0 para la entrada de la pala de la turbina (estator), 3 para la entrada del aspa de la turbina (rotor) y 5 para la salida del aspa de la turbina (rotor); y donde una turbina de impulso puro tendría una relación de 0 (0 %) y una turbina de reacción pura tendría una relación de 1 (100 %).

En una realización particular, la turbina de primera etapa 26 se configura para aprovechar la energía cinética del flujo pulsante que sale del/los núcleo/s de motor 12 mientras se estabiliza el flujo y la turbina de segunda etapa 22 se configura para extraer energía de la presión residual en el flujo. En consecuencia, en una realización particular, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción inferior (es decir, un valor inferior) que la de la turbina de segunda etapa 22. En una realización particular, la turbina de primera etapa 26 tiene una relación de reacción de 0,25 o inferior (basada en la temperatura o la presión) o de 0,2 o inferior (basada en la temperatura o la presión), y la turbina de segunda etapa 22 tiene una relación de reacción superior a 0,25 (basada en la temperatura o la presión) y/o es una turbina de presión de reacción media. Otros valores también son posibles.

El compresor 20 puede ser accionado por una o más de las turbinas 26, 22 y/o el núcleo de motor 12; en la realización mostrada y como se puede ver mejor en la Fig. 2, las turbinas de primera y segunda etapa 26, 22 y el compresor 20 se acoplan al mismo árbol 24. En una realización particular, las turbinas 26, 22 y el compresor 20 acoplados en el mismo árbol 24 permiten una correspondencia de velocidad específica no dimensional razonablemente eficiente entre el compresor y la sección de turbina. En una realización particular, el árbol 24 de la turbina rota a aproximadamente entre 40.000 y 50.000 rpm; también son posibles otros valores para las velocidades de rotación.

En la realización mostrada, ambas turbinas de primera y segunda etapa 26, 22 se combinan con el núcleo de motor 12' al tener los árboles 24, 16 de la turbina y del motor acoplados a través de una caja de engranajes 28. En una realización particular, la transmisión de la caja de engranajes 28 incluye un tren de engranajes compuesto de modo que el par y la potencia se pueden comunicar entre los árboles 24, 16 de la turbina y del motor en cualquier dirección.

En una realización particular, parte del flujo de aire del compresor que se suministra a la aeronave forma la "carga" de salida. Una gran parte de esta carga es soportada por las turbinas 26, 22 en el mismo árbol 24 y, por lo tanto, se minimiza la carga en el núcleo de motor 12' transmitida a través de la caja de engranajes 28. Así, se pueden minimizar las pérdidas y el calor adicional procedentes de la caja de engranajes 28. De forma alternativa, si las turbinas 26, 22 proporcionan más potencia que la que requiere el compresor 20, el exceso de par transmitido al núcleo de motor 12' puede ser relativamente pequeño.

En una realización particular, el núcleo de motor 12' que incluye el/los motor/es rotativo/s de combustión interna 12 funciona a aproximadamente 8000 rpm; otros valores también son posibles. En una realización particular, la relación combinada de engranajes multiplicadores definida por la caja de engranajes 28 entre el árbol 16 del núcleo de motor y el árbol 24 de la turbina es de entre aproximadamente 4:1 y 7:1, por ejemplo de aproximadamente 5:1. En una realización particular, se usa un sistema de rueda loca compuesta de dos etapas para proporcionar la relación adecuada y proporcionar centros de desplazamiento entre el árbol 16 del núcleo de motor y el árbol 24 de la turbina. El desplazamiento entre el árbol 16 del núcleo de motor y el árbol 24 de la turbina puede permitir que la salida de escape caliente procedente de las lumbreras 50 de los núcleos de motor 12 sea conducida directamente hacia la sección de turbina mientras se minimiza la longitud de los conductos.

Un generador 64 se puede accionar por medio del núcleo de motor 12' para proporcionar energía eléctrica a la aeronave para accesorios y/o con fines de control, por ejemplo, al ser accionado a través de un acoplamiento mecánico con el núcleo de motor 12' directamente o a través de la caja de engranajes 28, o por medio de un acoplamiento mecánico con el árbol 24 de la turbina. En la realización mostrada, el generador 64 se monta directamente (es decir, sin un engranaje intermedio) en el extremo del árbol 16 del núcleo de motor. En una realización particular, el generador 64 es un alternador/generador de 6 polos de 400 Hz con una velocidad síncrona de diseño de 8000 rpm; otras configuraciones también son posibles. El alternador/generador 64 puede cumplir la función de un estator. En una realización particular, la eliminación de cualquier engranaje intermedio entre el árbol 16 del núcleo de motor y el alternador/generador 64 elimina la generación de calor y la pérdida asociada con ese engranaje (que en general puede corresponder a aproximadamente el 2% de la carga nominal del generador).

En una realización particular, la unidad de potencia auxiliar 10 incluye un control electrónico de plena autoridad que gestiona todos los requisitos de funcionamiento. El sistema de control gestiona las palas de guía de entrada 23 del compresor y/o el difusor variable 25 (si corresponde) del compresor compartido de sobrealimentación y de purga de la aeronave 20 para conseguir la presión y el flujo de purga requeridos al conducto de purga 27 y la relación requerida de combustible/aire en el núcleo de motor 12' para mantener la velocidad regulada. En caso de conflicto entre los requisitos de aire de la aeronave y la velocidad regulada, las variables del compresor se establecen según sea necesario para permitir que el sistema mantenga la velocidad regulada y dé prioridad a la energía del generador. En el caso de que esta acción provoque un exceso de flujo de aire o un exceso de presión, estas condiciones se pueden gestionar abriendo la válvula de desviación 31. Opcionalmente, también se puede proporcionar una válvula de carga (no mostrada) en el conducto de purga 27 y se puede gestionar por medio del sistema de control para estrangular o cortar el suministro de aire a la aeronave.

Con un ciclo de combustión de volumen constante en el núcleo de motor 12', el reparto de calor residual de la unidad de potencia auxiliar 10 es diferente con respecto a una unidad de potencia auxiliar de motor de turbina de gas tradicional. Se evacua menos calor a través del escape y se suministra más calor a la carcasa de motor. En consecuencia, el/los motor/es 12 del núcleo de motor 12' tiene/n un sistema de refrigeración que, en una realización particular, es distinto de cualquier sistema de combustible y lubricante de la unidad de potencia auxiliar 10; en otras palabras, un refrigerante dedicado circula a través del/de los motor/es 12 del núcleo de motor 12', por ejemplo, a través de múltiples pasos de refrigerante definidos en las paredes del alojamiento 32, y este refrigerante dedicado circula por separado e independientemente del lubricante y del combustible de la unidad de potencia auxiliar 10, incluyendo el lubricante del núcleo de motor 12'. El refrigerante dedicado puede ser un refrigerante líquido, por ejemplo, agua. Un intercambiador de calor que define un refrigerador 66 del núcleo de motor incluye pasos de refrigerante 66a (véase la Fig. 1) en comunicación de fluido con el sistema de refrigeración del núcleo de motor 12' y pasos de aire 66b (véase la Fig. 1) en una relación de intercambio de calor con los pasos de refrigerante 66a.

El generador 64 también incluye un sistema de refrigeración distinto del sistema de refrigeración del/de los motor/es 12; el sistema de refrigeración del generador puede ser independiente de o común con un sistema de lubricación del generador 64. El refrigerante del generador puede ser un refrigerante líquido, por ejemplo, aceite. Un segundo intercambiador de calor que define un refrigerador 68 del generador incluye pasos de refrigerante 68a (véase la Fig. 1) en comunicación de fluido con el sistema de refrigeración del generador 64 y pasos de aire 68b (véase la Fig. 1) en una relación de intercambio de calor con los pasos de refrigerante 68a. En la realización mostrada, ambos refrigeradores 66, 68 se proporcionan en un paquete común, con los pasos de refrigerante 66a, 68a de los dos refrigeradores 66, 68 siendo distintos entre sí. En una realización particular en la que el refrigerante del generador es aceite u otro lubricante adecuado, el sistema de refrigeración del generador es común (en comunicación de fluido con) el sistema de lubricación de la unidad de potencia auxiliar 10, que distribuye el lubricante a diversos componentes de la unidad de potencia auxiliar 10 (por ejemplo, cojinetes, engranajes, etc., del núcleo de motor 12', el compresor 20, las turbinas 22, 26, la caja de engranajes 28), de modo que el segundo intercambiador de calor 68 también es un refrigerador lubricante del motor. De forma alternativa, se puede proporcionar un intercambiador de calor aparte (no mostrado) para el sistema de lubricación de la unidad de potencia auxiliar 10, y el refrigerador 68 se puede configurar para refrigerar solo el lubricante/refrigerante del generador.

Los pasos de aire 66b, 68b de los refrigeradores 66, 68 están en comunicación de fluido con un conducto de escape 70 de la unidad de potencia auxiliar 10; el conducto de escape 70 tiene una salida 72 en comunicación de fluido con el entorno de la aeronave, de modo que el flujo de aire de refrigeración se pueda descargar a la atmósfera. El conducto de escape 70 define una entrada de refrigeración 74 en comunicación de fluido con un compartimento 76 de la aeronave que contiene la unidad de potencia auxiliar 10. En la realización mostrada, los refrigeradores 66, 68 se reciben en el conducto de escape 70. El intercooler 18 también se recibe en el conducto de escape 70, aguas arriba de los refrigeradores 66, 68.

Un ventilador 78 (Fig. 2) puede rotar por medio del núcleo de motor 12' y en comunicación de fluido con el conducto de escape 70 para accionar el flujo de aire de refrigeración desde el compartimento 76, a través de los intercambiadores de calor (los refrigeradores 66, 68 y el intercooler 18) y hacia fuera del conducto de escape 70 a la atmósfera. En la realización mostrada, el ventilador 78 se recibe en el conducto de escape 70 aguas arriba de los intercambiadores de calor 18, 66, 68 y se acciona directamente por medio del núcleo de motor 12', al montarse en el extremo del árbol 16 del núcleo de motor opuesto al generador 64. En una realización particular, el accionamiento directo del ventilador 78 por medio del árbol 16 del núcleo de motor permite evitar la pérdida de engranaje adicional y el calor que se produciría por un accionamiento por engranajes. De forma alternativa, el ventilador 78 puede accionarse a través de una transmisión (ya sea en la caja de engranajes 28 o en otra transmisión específica para el ventilador 78). De forma alternativa, el ventilador 78 puede ser accionado eléctrica o hidráulicamente por un motor que obtenga energía directa o indirectamente del núcleo de motor 12 ', lo cual no está cubierto por las reivindicaciones de la presente invención.

En una realización particular, la velocidad de las aspas del ventilador 78 es lo suficientemente baja de manera que el ventilador 78 puede estar hecho de una aleación de aluminio, compuesto orgánico o material termoplástico comunes. En una realización particular, el ventilador 78 gira a aproximadamente 8000 rpm; otros valores también son posibles.

La rotación del ventilador 78 induce el flujo desde el compartimento 76, lo cual también proporciona una función de ventilación del compartimento. En una realización particular, las aberturas laterales desde la entrada principal 14 de la aeronave permiten que el aire refrigerante fluya hacia el compartimento 76 bajo la acción de accionamiento del ventilador 78 para refrigerar las superficies de la unidad de potencia auxiliar 10 expuestas dentro del compartimento 76. En una realización particular, la entrada del ventilador está protegida por una rejilla para evitar que objetos más grandes dañen el ventilador 78.

Aunque múltiples refrigeradores distintos se muestran en serie en las Figs. 1-3, de forma alternativa, solo se puede usar una unidad de refrigerador integrada con áreas subdivididas dedicadas al refrigerante lubricante del motor/generador, al refrigerante líquido del núcleo de motor y a funciones de refrigeración intermedia. Los intercambiadores de calor 18, 66, 68 también pueden estar en un ángulo de más de 90° con respecto a la dirección de flujo, por ejemplo, para optimizar el área expuesta al flujo de aire. Aunque no se muestra, los refrigeradores 66, 68 pueden incluir un sistema de derivación térmi

bajas, por ejemplo, gestionado por medio del sistema de control electrónico en base a temperaturas de refrigerante detectadas, o por medio de cualquier otro concepto de termostato adecuado.

El sistema de refrigeración del núcleo de motor 12' se integra así con el del generador 64 y con el sistema de refrigeración para el lubricante de la unidad de potencia auxiliar 10. En una realización particular, esta integración permite una reducción o minimización de la pérdida de potencia de los ventiladores y eyectores usados tradicionalmente, y/o evitar las penalizaciones en la resistencia de refrigeración en vuelo. En una realización particular, la unidad de potencia auxiliar 10 se configura para reducir o evitar la generación de calor adicional, por ejemplo, por pérdidas en el tren de engranajes.

A través del sistema de refrigeración integrado, el mismo ventilador 78 acciona el flujo de aire de refrigeración a través del compartimento 76, el refrigerador 66 del núcleo de motor, el intercooler 18 y el refrigerador lubricante 68 del generador/motor y, a continuación, descarga el aire de refrigeración a la atmósfera a través del conducto de escape 70; en una realización particular, toda la unidad de potencia auxiliar 10 y su sistema de refrigeración se pueden instalar y retirar como un conjunto único con interconexiones y entrada y escape de aeronave similares a los de una unidad de potencia auxiliar de motor de turbina de gas tradicional. Durante el uso y en una realización particular, el generador 64 y el núcleo de motor 12' se refrigeran así al hacer circular un primer refrigerante (por ejemplo, agua) a través del/de los motor/es 12 del núcleo de motor 12', al hacer circular un segundo refrigerante (por ejemplo, aceite) a través del generador 64, y al accionar el flujo de aire de refrigeración en una relación de intercambio de calor con los refrigerantes primero y segundo usando el ventilador 78 accionado por la unidad de potencia auxiliar 10.

Según corresponda, cualquier aire desviado desde el compresor 20 también se puede introducir en el conducto de escape 70. En consecuencia, en la realización mostrada, el conducto de exceso de aire 29 proporciona una comunicación de fluido directa entre el compresor 20 y una porción del conducto de escape 70 ubicada aguas abajo del ventilador 78 y los intercambiadores de calor 18, 66, 68.

En una realización particular, el conducto de escape 70 se ubica en un cono de cola de la aeronave. Como se puede observar mejor en las Figs. 1-2, un conducto intermedio 80 se extiende en comunicación de fluido con el escape del núcleo de motor 12', al estar conectado a un escape de la turbina de segunda etapa 22. El conducto intermedio 80 tiene una salida 82 situada en el conducto de escape 70, aguas abajo del ventilador 78 y aguas arriba de la salida 72 del conducto de escape 70. La salida 82 del conducto intermedio 80 está separada radialmente hacia dentro desde una pared periférica 70' del conducto de escape 70. De este modo, el aire y los gases de escape se descargan en el conducto de escape 70, de modo que el flujo de aire de refrigeración rodee el flujo de gases de escape. El flujo másico y/o el volumen de flujo de los gases de escape es/son menor/es que el flujo de aire de refrigeración. En una realización particular, el flujo másico de los gases de escape es el 20% o menos del flujo másico del aire de refrigeración. Un área de sección transversal abierta de la salida 82 del conducto intermedio 80 es más pequeña que un área de sección transversal abierta del conducto de escape 70 alrededor de la salida 82 del conducto intermedio 80 (donde "área de sección transversal abierta del conducto de escape 70" se refiere al área de sección transversal del conducto de escape 70 no ocupada por el conducto intermedio 80). En una realización particular, la relación del diámetro del conducto intermedio 80 sobre el diámetro del conducto de escape 70 es de 0,2 a 0,4, por ejemplo aproximadamente 1/3. Otros valores también son posibles, dependiendo por ejemplo de la optimización del peso y el coste de la unidad de potencia auxiliar 10 en conjunto.

En la realización mostrada, el conducto intermedio 80 es concéntrico con la pared periférica 70' del conducto de escape 70; el flujo de gases de escape se descarga así a lo largo de un eje central C del conducto de escape 70.

En una realización particular, el flujo de aire de refrigeración mayor y más frío que rodea al flujo de gases de escape permite que la pared periférica 70' del conducto de escape 70 esté hecha de materiales que requieren una menor resistencia a altas temperaturas que los materiales que estarían en contacto directo con el flujo de gases de escape, donde "resistencia a altas temperaturas" se refiere a la capacidad de un material para mantener su fuerza, rigidez y durabilidad cuando se somete a altas temperaturas. Esto puede permitir el uso de materiales menos costosos para la pared periférica 70' del conducto de escape 70. En una realización particular, la temperatura del flujo contra la pared periférica 70' del conducto de escape 70 es menor que contra el conducto de escape de una unidad de potencia auxiliar de motor de turbina de gas tradicional, de modo que no se requiera el uso de materiales para altas temperaturas (por ejemplo, una aleación de níquel y titanio) para la pared periférica 70'. Por ejemplo, la temperatura de los gases de escape puede ser de 800°F (427°C) o más, potencialmente de hasta 1200°F-1400°F (649°C-760°C), mientras que la temperatura del flujo de aire de refrigeración puede ser de 250°F (121°C) o menos; rodear el flujo de gases de escape con el flujo de aire de refrigeración reduce así significativamente la temperatura del flujo en contacto con la pared periférica 70'. En una realización particular, la pared periférica 70' del conducto de escape 70 está hecha de cualquier aleación de aluminio adecuada, cualquier aleación de metal ligero adecuada, cualquier material compuesto adecuado incluyendo, pero no limitándose a, materiales compuestos de fibra de carbono, o cualquier tipo de polímero adecuado.

En una realización particular, el ventilador 78 se puede diseñar para suministrar suficiente energía cinética para actuar como una bomba eyectora para el escape de las turbinas 26, 22 y aumentar la energía suministrada por las turbinas 26, 22.

En una realización particular, el escape de la sección de turbina se configura de modo que el flujo de gases de escape expulsado del conducto intermedio 80 tenga una velocidad mayor que el flujo de aire de refrigeración circundante que circula en el conducto de escape 70. En una realización particular, la diferencia de velocidad se selecciona para crear un efecto de arrastre en el flujo de aire de refrigeración, para ayudar a la circulación del flujo de aire de refrigeración a través de los intercambiadores de calor 18, 66, 68 accionados por el ventilador 78. Esto puede permitir que se reduzca el tamaño del ventilador 78, en comparación con una configuración sin un efecto de arrastre de este tipo.

En una realización particular, la entrada y el escape de la unidad de potencia auxiliar 10 se ubican en el revestimiento de la aeronave de modo que la presión dinámica de entrada excede significativamente la presión estática en el plano de escape; esta presión se puede usar con un efecto venturi para reducir la presión estática en el plano de escape de las turbinas 26, 22 en vuelo, y/o el ventilador 78 puede ser reversible de modo que pueda actuar como una turbina y recuperar energía en condiciones dinámicas altas donde no sea necesario aumentar el flujo de refrigeración.

En una realización particular, la entrada 14 de la unidad de potencia auxiliar en el fuselaje de la aeronave está provista de una puerta para evitar la autorrotación y la resistencia involuntarias cuando la unidad de potencia auxiliar no está en funcionamiento. Cuando se requiere un rendimiento de alta velocidad en vuelo, esta puerta se puede conformar para que actúe como una toma de aire dinámica.

En una realización particular, se obtiene un empuje adicional de la aeronave o la penalización en la resistencia se reduce gracias a la energía térmica residual transferida a la refrigeración. Para maximizar este efecto (comparable al efecto Meredith en motores de propulsión refrigerados por líquido), se optimiza el dimensionamiento de la salida 82 del conducto intermedio 80 y se establece el vector de escape para proporcionar el máximo beneficio de propulsión a la aeronave.

Con referencia a la Fig. 1, en una realización particular, la unidad de potencia auxiliar 10 incluye soportes 84 en la caja de engranajes 28 y cerca de la entrada 74 del conducto de escape 70; se proporcionan una única brida de entrada y una única brida de escape para facilitar el montaje. El sistema de refrigeración integrado también facilita la instalación de la unidad de potencia auxiliar 10 en el compartimento 76.

Las Figs. 5-8 y 11 muestran una unidad de potencia auxiliar 110 de acuerdo con otra realización, donde los elementos similares a los de la realización de las Figs. 1-3 se identifican con los mismos números de referencia y no se describirán más a fondo en esta invención.

En esta realización, el refrigerador 166 del núcleo de motor y el refrigerador lubricante 168 del generador/motor se disponen en paralelo uno con respecto al otro. Como se puede ver mejor en la Fig. 7, un conducto de aire de refrigeración 186 se extiende radialmente hacia fuera alrededor de una circunferencia del conducto de escape 70. El conducto de aire de refrigeración 186 tiene una salida en comunicación de fluido con el conducto de escape 70 y una entrada dispuesta radialmente hacia fuera de la salida y en comunicación de fluido con el compartimento 76 a través de los refrigeradores 166, 168. El refrigerador 166 del núcleo de motor y el refrigerador lubricante 168 del generador/motor se extienden cada uno alrededor de una porción respectiva de una circunferencia del conducto de aire de refrigeración 186. El ventilador 78 se ubica en el conducto de escape 70, por lo tanto, aguas abajo de los refrigeradores 166, 168. Como se puede ver en la Fig. 6, los dos refrigeradores 166, 168 se extienden juntos alrededor solo de una parte de la circunferencia del conducto de escape 70, con el conducto intermedio 80 y el conducto de exceso de aire 29 extendiéndose adyacentes al conducto de escape 70 en la porción circunferencial libre de los refrigeradores 166, 168. Los refrigeradores 166, 168 se pueden montar directamente en la unidad de potencia auxiliar 110 como se muestra, o se podrían instalar de forma alternativa en la aeronave y conectarse a la unidad de potencia auxiliar 110 con tubos (por ejemplo, tubos flexibles).

Con referencia de nuevo a la Fig. 7, se puede observar que los pasos de aire 166b, 168b de los refrigeradores 166, 168 se extienden a lo largo de una dirección radial R de la unidad de potencia auxiliar 110. De forma alternativa, son posibles otras orientaciones para los refrigeradores 166, 168.

Con referencia aún a la Fig. 7, se pueden proporcionar aspas de paso variable o palas de guía de entrada variable 188 en el conducto de aire de refrigeración 186 y en su unión con el conducto de escape 70, inmediatamente aguas arriba del ventilador 78, para poder modular el flujo de aire a través de los refrigeradores 166, 168 y/o controlar la absorción de potencia del ventilador en condiciones de menor carga de calor.

Como se puede observar mejor en las Figs. 5-6, el intercooler 118 no está en comunicación de fluido con el conducto de escape 70 y, en su lugar, se configura como aire para refrigerador líquido; el intercooler 118 incluye pasos de fluido que reciben el refrigerante desde el núcleo de motor 12' a través de uno o más conductos 118' (por ejemplo, a aproximadamente 200°F (93°C)) y que hacen circular el refrigerante en una relación de intercambio de calor con el aire comprimido del compresor 120 (por ejemplo, a 450°F (232°C)) antes de que se haga circular el refrigerante al refrigerador 166 del núcleo de motor a través de uno o más conductos 118'. El intercooler 118 se ubica así aguas arriba del refrigerador 166 del núcleo de motor y aguas abajo del núcleo de motor 12' en la trayectoria de circulación del refrigerante.

Como se puede observar mejor en las Figs. 6 y 11, en esta realización, se proporcionan dos compresores: un compresor de sobrealimentación 120 para proporcionar aire comprimido al núcleo de motor 12' y un compresor de purga 121 para proporcionar aire de purga para la aeronave. Los dos compresores 120, 121 se conectan al mismo árbol 124, que también recibe las turbinas 26, 22 de la sección de turbina. Las entradas del compresor se pueden conectar a un plénum común 119 (Fig. 11) o a un plénum respectivo 119a, 119b (Figs. 5-6, líneas punteadas en la Fig. 11), con el/los plénum/s 119, 119a, 119b estando conectado/s a la entrada principal 14. En una realización particular, una configuración de este tipo permite acomodar diferentes requisitos funcionales para el flujo de sobrealimentación (al núcleo de motor 12') y el flujo de la aeronave (al conducto de purga 27).

Las Figs. 9-10 muestran una unidad de potencia auxiliar 210 similar a la de las Figs. 5-8, donde los elementos similares a los de la realización de las Figs. 1-3 y/o a los de la realización de las Figs. 5-8 se identifican con los mismos números de referencia y no se describirán más a fondo en esta invención. El compartimento 76 se muestra como lo define el cono de cola 290 de la aeronave, con la salida de conducto de escape 72 ubicada en la punta del cono de cola 290. El cono de cola 290 define la entrada principal 14 al compartimento 76, al que se conectan las entradas del compresor. La unidad de potencia auxiliar de las Figs. 1-3 y/o de las Figs. 5-8 se puede instalar de manera similar.

El refrigerador 266 del núcleo de motor y el refrigerador lubricante 268 del generador/motor tienen una configuración rectangular y están desplazados circunferencial y axialmente entre sí alrededor del conducto de escape 70; cada uno se conecta al conducto de escape 70 a través de un conducto de aire de refrigeración respectivo 286 (Fig. 10) que se extiende radialmente hacia fuera desde el conducto de escape 70. Uno o ambos de los refrigeradores 266, 268 pueden tener conductos de aire en ángulo con respecto a la dirección radial de la unidad de potencia auxiliar 210.

La Fig. 12 muestra una configuración alternativa para la entrada de refrigeración y los intercambiadores de calor 318, 366, 368, que se puede usar en cualquiera de las unidades de potencia auxiliares 10, 110, 210 descritas anteriormente. Un sistema de entrada bifurcado incluye dos conductos de aire de refrigeración aparte 386a, 386b que, en una realización particular, pueden permitir minimizar la longitud de los conductos de aire de refrigeración 386a, 386b y/o de los conductos de refrigerante/lubricante conectados a los refrigeradores 366, 368 y/o de los conductos de aire comprimido que conectan el intercooler 318 al compresor 320 y al núcleo de motor 12'. El conducto de aire de refrigeración 386a más cercano al colector de entrada 392 del núcleo de motor se dedica a la función de refrigeración intermedia y, en consecuencia, recibe el intercooler 318 que, en esta realización, se refrigera con aire. El otro conducto de aire de refrigeración 386b recibe uno o ambos del refrigerador 366 del núcleo de motor y el refrigerador lubricante 368 del generador/motor. La posición de los intercambiadores de calor dentro de los conductos de aire de refrigeración 386a, 386b (por ejemplo, cómo se agrupan los intercambiadores de calor en cada conducto de aire de refrigeración) puede variar, por ejemplo, dependiendo de la demanda relativa de aire de refrigeración. Las pérdidas de presión en cada conducto de aire de refrigeración 386a, 386b del sistema bifurcado se equilibran para evitar distorsionar el flujo de entrada del ventilador 78, que se ubica en el conducto de escape 70 aguas abajo de los intercambiadores de calor 318, 366, 368. En una realización particular, el refrigerador lubricante 368 del generador/motor se sitúa en el mismo conducto de aire de refrigeración 386a que el intercooler 318, con el refrigerador 366 del núcleo de motor ubicado en el segundo conducto de aire de refrigeración 386b. En otra realización particular, todo o parte del refrigerador 366 del núcleo de motor se sitúa en el mismo conducto de aire de refrigeración 386a que el intercooler 318, con el refrigerador lubricante 368 del generador/motor ubicado en el segundo conducto de aire de refrigeración 386b.

La Fig. 13 muestra otra configuración alternativa para la entrada de refrigeración y los intercambiadores de calor 418, 466, 468, que se puede usar en cualquiera de las unidades de potencia auxiliares 10, 110, 210 descritas anteriormente. Un conducto de aire de refrigeración bifurcado 486 se extiende de manera no perpendicular y en un ángulo distinto de cero con respecto al conducto de escape 70, con una salida del conducto de aire de refrigeración 486 estando en comunicación de fluido con el conducto de escape 70 aguas arriba del ventilador 78. Los intercambiadores de calor se reciben en el conducto de aire de refrigeración, con el refrigerador 466 del núcleo de motor y el refrigerador lubricante 468 del generador/motor estando ubicados aguas arriba del intercooler 418. En una realización particular, los intercambiadores de calor 418, 466, 468 se colocan lo más cerca posible del núcleo de motor 12' y se minimiza el peso, el volumen y las pérdidas asociadas con la canalización del aire de ciclo, así como del lubricante y del refrigerante líquido.

En una realización particular, tener los intercambiadores de calor 166, 168, 266, 268, 318, 366, 368, 418, 466, 468 ubicados aguas arriba del ventilador 78 permite que los intercambiadores de calor sean más pequeños, ya que el aire que circula a través de ellos es más frío. Sin embargo, el ventilador 78 aguas abajo de los intercambiadores de calor se expone a un aire más cálido que un ventilador aguas arriba de los intercambiadores de calor y, en consecuencia, el requisito de potencia para el ventilador 78 aguas abajo de los intercambiadores de calor puede ser mayor.

La Fig. 14 muestra una configuración alternativa para los dos compresores, que se puede usar en sustitución del/de los compresor/es de cualquiera de las unidades de potencia auxiliares 10, 110, 210 descritas anteriormente. El compresor de sobrealimentación 520 que proporciona el aire comprimido al núcleo de motor 12' y el compresor de purga 521 que proporciona el aire comprimido a la aeronave se disponen a ambos lados de un único rotor 594, que en una realización particular se fabrica mediante forjado. El rotor 594 se puede recibir en un árbol 524 accionado por la sección de turbina. Los obturadores de punta 596 (por ejemplo, obturadores de aire de tipo de laberinto o de aleta) con un "sumidero" (escape) de baja presión 596 por debajo de cualquiera de las presiones de suministro del impulsor (por ejemplo, a ambiente) se disponen en las puntas del impulsor para evitar la interferencia entre los dos compresores 520, 521, lo cual podría dar lugar a una pérdida o sobrecarga prematura, cuando los dos lados funcionan a presiones diferentes.

Las Figs. 15-16 muestran una configuración alternativa para los compresores y las turbinas, la cual se puede usar en sustitución del/de los compresor/es y turbinas de cualquiera de las unidades de potencia auxiliares 10, 110, 210 descritas anteriormente. El compresor de sobrealimentación 620 se monta en un árbol 698 del turbocompresor aparte con la turbina de segunda etapa (por ejemplo, de presión) 622, y donde la turbina de primera etapa 626 acciona el compresor de purga 621 a través de un árbol 624 de la turbina y se combina con el núcleo de motor 12' a través de la caja de engranajes 28. En una realización particular, una configuración de este tipo permite que el turbocompresor 620 encuentre su propio punto de correspondencia y elimine posiblemente la necesidad de variables en uno de los compresores 620, 621. Se podría introducir geometría de boquilla variable (por ejemplo, palas de turbina de área variable 699, véase la Fig. 16) en la turbina de segunda etapa 622 para mejorar la capacidad de control del grado de sobrealimentación. En una realización particular, una configuración de este tipo permite seleccionar la velocidad de la turbina de segunda etapa 622 independientemente de los requisitos para la turbina de primera etapa 626. Como se puede observar en la Fig. 16, en una realización particular, el árbol 698 del turbocompresor es concéntrico con el árbol 624 de la turbina de primera etapa 622, y se proporciona un plénum de entrada común 619 para ambos compresores 620, 621. Se entiende que aunque la turbina de segunda etapa 622 se muestra como una turbina radial, de forma alternativa, podría ser una turbina axial.

Los efectos del tamaño, la capacidad del material y las consideraciones de los costes generalmente limitan la eficiencia de las típicas unidades de potencia auxiliares de motor de turbina de gas actuales. En una realización particular, la unidad de potencia auxiliar 10, 110, 210 que incluye alguna medida de combustión de volumen constante ayudada por la sobrealimentación variable para conservar el rendimiento a gran altitud proporciona un aumento de la eficiencia con una complejidad o necesidad mínima de requisitos de materiales sofisticados y/o costes específicos mejorados en comparación con una unidad de potencia auxiliar de motor de turbina de gas tradicional.

Al igual que las instalaciones típicas de unidad de potencia auxiliar, la unidad de potencia auxiliar 10, 110, 210 se puede usar para proporcionar tanto aire a presión media para su uso en aeronaves como potencia de árbol de velocidad constante para accionar un generador, por ejemplo, a velocidad síncrona para 400 Hz. La unidad de potencia auxiliar 10, 110, 210 puede funcionar solo con aire, solo con energía eléctrica o con alguna combinación de ambos tipos de carga al mismo tiempo. Normalmente, la carga combinada tiene lugar en tierra o en funcionamiento a baja altitud. En vuelo, a altitudes hasta el techo de la aeronave, la unidad de potencia auxiliar habitualmente requiere poder funcionar solo con energía eléctrica, como una fuente de energía eléctrica adicional después del/de los motor/es principal/es. En una realización particular, la presente unidad de potencia auxiliar 10, 110, 210 incluye una sobrealimentación variable para mantener la potencia de salida requerida en el aire menos denso a gran altitud.

En una realización particular, la unidad de potencia auxiliar 10, 110, 210 se configura con conexiones de entrada y escape simples (que incluyen las trayectorias principales de gas de refrigeración y carga) para facilitar una rápida retirada y sustitución en comparación con las unidades de potencia auxiliares de motor de turbina de gas tradicionales. Se entiende que los conjuntos de motor que se muestran como unidades de potencia auxiliares 10, 110, 210 se pueden configurar de forma alternativa como otros tipos de conjuntos de motor, incluyendo, pero no limitándose a, conjuntos de motor de turboeje donde el núcleo de motor 12' se configura como o se acopla de forma motriz a un árbol de salida, y conjuntos de motor de turbohélice donde el núcleo de motor 12' se acopla de forma motriz a una hélice.

La descripción anterior pretende ser solo ilustrativa, y un experto en la técnica reconocerá que se pueden realizar cambios en las realizaciones descritas sin desviarse del alcance de la invención descrita. Cada rotor mostrado puede ser un dispositivo centrífugo o axial, y se puede sustituir con dos o más rotores que tengan aspas de flujo radial, axial o mixto. Otras modificaciones más que se encuentren dentro del alcance de la presente invención serán evidentes para los expertos en la técnica, en vista de un análisis de esta divulgación.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Un procedimiento para refrigerar un generador (64) y un motor de combustión interna (12) de una unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) para una aeronave, comprendiendo el procedimiento:

hacer circular un primer refrigerante líquido a través del motor de combustión interna (12);

hacer circular un segundo refrigerante líquido a través del generador (64); y

accionar un flujo de aire de refrigeración en una relación de intercambio de calor con los refrigerantes líquidos primero y segundo usando un ventilador (78) accionado por el motor de combustión interna (12);

caracterizado por que:

el ventilador (78) es accionado por el motor de combustión interna (12) a través de un acoplamiento mecánico entre el ventilador (78) y el motor de combustión interna (12).

2. El procedimiento según se define en la reivindicación 1, en el que el primer refrigerante líquido es distinto de cualquier sistema de combustible y lubricante de la unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210).

3. El procedimiento según se define en la reivindicación 1 o 2, en el que el motor de combustión interna (12) es un motor rotativo Wankel que incluye un rotor (34) que tiene tres porciones de vértice (36) montadas para las revoluciones excéntricas dentro de una cavidad interna definida en un alojamiento (32), teniendo la cavidad interna una forma de epitrocoide con dos lóbulos.

4. Una unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) para una aeronave, comprendiendo la unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210):

un motor de combustión interna (12) que tiene un sistema de refrigeración líquida;

un generador (64) acoplado de forma motriz al motor de combustión interna (12), teniendo el generador (64) un sistema de refrigeración líquida distinto del sistema de refrigeración líquida del motor de combustión interna (12);

un primer intercambiador de calor (66; 166; 266; 366; 466) que tiene primeros pasos de refrigerante (66a) en comunicación de fluido con el sistema de refrigeración líquida del motor de combustión interna (12) y primeros pasos de aire (66b; 166b) en una relación de intercambio de calor con los primeros pasos de refrigerante (66a);

un segundo intercambiador de calor (68; 168; 268; 368; 468) que tiene segundos pasos de refrigerante (68a) en comunicación de fluido con el sistema de refrigeración líquida (64) y segundos pasos de aire (68b; 168b) en una relación de intercambio de calor con los segundos pasos de refrigerante (68a);

un conducto de escape (70) en comunicación de fluido con los pasos de aire primero y segundo (66b, 68b; 166b, 168b); y

un ventilador (78) recibido en el conducto de escape (70) y que puede rotar por medio del motor de combustión interna (12) para accionar un flujo de aire de refrigeración a través de los pasos de aire primero y segundo (66b, 68b; 166b, 168b);

caracterizado por que:

el ventilador (78) está acoplado de forma motriz al motor de combustión interna (12).

5. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) según se define en la reivindicación 4, en la que el sistema de refrigeración líquida del motor de combustión interna (12) es distinto de cualquier sistema de combustible y lubricante de la unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210).

6. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) como se define en la reivindicación 4 o 5, que comprende además una sección de turbina que tiene una entrada en comunicación de fluido con una salida del motor de combustión interna (12), incluyendo la sección de turbina al menos una turbina (22, 26; 622, 626) combinada con el motor de combustión interna (12).

7. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) como se define en la reivindicación 4, 5 o 6, que comprende además un compresor (20) que tiene una salida en comunicación de fluido con una entrada del motor de combustión interna (12) a través de un intercooler (18), configurado el ventilador (78) para accionar el flujo de aire de refrigeración también a través del intercooler (18).

8. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) como se define en la reivindicación 4, 5 o 6, que comprende además un compresor (120) que tiene una salida en comunicación de fluido con una entrada del motor de combustión interna (12) a través de un intercooler (118), incluyendo el intercooler (118) pasos de fluido en comunicación de fluido con los primeros pasos de refrigerante (66a) del primer intercambiador de calor (166), dispuestos los pasos de fluido aguas arriba de los primeros pasos de refrigerante (66a) y aguas abajo del motor de combustión (12).

9. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) como se define en cualquiera de las reivindicaciones 4 a 8, en la que el sistema de lubricación de la unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) está en comunicación de fluido con los segundos pasos de refrigerante (68a) del segundo intercambiador de calor (68...468).

10. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) como se define en cualquiera de las reivindicaciones 4 a 9, que comprende además un conducto de aire de refrigeración (186; 286) que se extiende radialmente hacia fuera alrededor de una circunferencia del conducto de escape (70), teniendo el conducto de aire de refrigeración (186; 286) una salida en comunicación de fluido con el conducto de escape (70) y una entrada en comunicación de fluido con los pasos de aire primero y segundo (66b, 68b; 166b, 168b), extendiéndose cada uno de los intercambiadores de calor primero y segundo (166, 168; 266, 268) alrededor de una porción respectiva de una circunferencia del conducto de aire de refrigeración (186; 286).

11. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) según se define en cualquiera de las reivindicaciones 4 a 9, en la que los intercambiadores de calor primero y segundo (366,368; 466,468) se reciben cada uno en un conducto de aire de refrigeración respectivo (386a, 386b; 486) en comunicación de fluido con el conducto de escape (70).

12. La unidad de potencia auxiliar (10; 110; 210) como se define en cualquiera de las reivindicaciones 4 a 11, en la que el motor de combustión interna (12) es un motor rotativo Wankel que incluye un rotor (34) que tiene tres porciones de vértice (36) montadas para las revoluciones excéntricas dentro de una cavidad interna definida en un alojamiento (32), teniendo la cavidad interna una forma de epitrocoide con dos lóbulos.