FR3135111A1 - TURBOENGINE INCLUDING A HEAT EXCHANGER - Google Patents
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Abstract
Turbomoteur (1) comprenant : - un générateur de gaz (3) comprenant un compresseur, une chambre de combustion (5) et une turbine de détente (6) ; - une turbine de puissance (7) ; - un échangeur de chaleur (9) sectorisé, chacun des secteurs (10) comportant: - un premier circuit (11) relié à une sortie (14) du compresseur (4) et à une entrée (15) de la chambre de combustion (5), - un second circuit (16) relié à une sortie (19) de la turbine de puissance (7) et à une sortie d’échappement (20) d’une tuyère (21), le turbomoteur (1) comprend pour chaque secteur (10) un premier conduit de dérivation (22) reliant la sortie (14) du compresseur (4) et l’entrée (15) de la chambre de combustion (5) tout en bypassant le premier circuit (11), le turbomoteur (1) comprenant au moins un second conduit de dérivation (23) disposé circonférentiellement entre deux secteurs (10) successifs, le second conduit de dérivation (23) reliant la sortie (19) de la turbine de puissance (7) et la sortie d’échappement (20) de la tuyère (21) tout en bypassant les seconds circuits (16). Figure pour l'abrégé : 1Turbomotor (1) comprising: - a gas generator (3) comprising a compressor, a combustion chamber (5) and an expansion turbine (6); - a power turbine (7); - a sectored heat exchanger (9), each of the sectors (10) comprising: - a first circuit (11) connected to an outlet (14) of the compressor (4) and to an inlet (15) of the combustion chamber ( 5), - a second circuit (16) connected to an outlet (19) of the power turbine (7) and to an exhaust outlet (20) of a nozzle (21), the turbine engine (1) comprises for each sector (10) a first bypass conduit (22) connecting the outlet (14) of the compressor (4) and the inlet (15) of the combustion chamber (5) while bypassing the first circuit (11), the turbine engine (1) comprising at least a second bypass conduit (23) arranged circumferentially between two successive sectors (10), the second bypass conduit (23) connecting the outlet (19) of the power turbine (7) and the outlet exhaust (20) from the nozzle (21) while bypassing the second circuits (16). Figure for abstract: 1
Description
La présente invention se rapporte à un turbomoteur comprenant un échangeur de chaleur.The present invention relates to a turbine engine comprising a heat exchanger.
La demande FR2962487A1 au nom de la demanderesse décrit un turbomoteur fonctionnant selon un « cycle récupéré ».Application FR2962487A1 in the name of the applicant describes a turbine engine operating according to a “recovered cycle”.
Un turbomoteur comprend classiquement notamment, d’amont en aval suivant le sens de circulation des gaz dans le turbomoteur, une entrée d’air, un compresseur, une chambre de combustion, une turbine de détente (turbine haute pression), une turbine de puissance (turbine basse pression), et enfin une tuyère d’échappement.A turbine engine conventionally comprises in particular, from upstream to downstream following the direction of circulation of the gases in the turbine engine, an air inlet, a compressor, a combustion chamber, an expansion turbine (high pressure turbine), a power turbine (low pressure turbine), and finally an exhaust nozzle.
Le compresseur, la chambre de combustion et la turbine de détente forment un générateur de gaz dans lequel le rotor du compresseur est entrainé mécaniquement par le rotor de la turbine de détente via un arbre de transmission.The compressor, the combustion chamber and the expansion turbine form a gas generator in which the compressor rotor is mechanically driven by the expansion turbine rotor via a transmission shaft.
La turbine de puissance est indépendante du générateur de gaz, et est destinée à entrainer une prise de mouvement (ou prise de force) du turbomoteur sur laquelle sont par exemple connectés le ou les propulseurs de l’aéronef.The power turbine is independent of the gas generator, and is intended to drive a power take-off (or power take-off) of the turbine engine to which, for example, the propeller(s) of the aircraft are connected.
L'air qui pénètre par l’entrée d’air est comprimé par le compresseur, puis injecté dans la chambre de combustion pour être mélangé avec du carburant. Le mélange air/carburant est brûlé et détendu dans la turbine de détente puis dans la turbine de puissance avant d’être évacué du turbomoteur par la tuyère d’échappement.Air entering through the air inlet is compressed by the compressor and then injected into the combustion chamber to mix with fuel. The air/fuel mixture is burned and expanded in the expansion turbine then in the power turbine before being evacuated from the turbine engine through the exhaust nozzle.
Le turbomoteur décrit dans la demande FR2962487A1 fonctionne selon un « cycle récupéré » car l’énergie thermique résiduelle des gaz d’échappement est récupérée via des échangeurs de chaleur placés dans la tuyère d’échappement, puis réinjectée dans le turbomoteur pour optimiser son rendement.The turbine engine described in application FR2962487A1 operates according to a “recovered cycle” because the residual thermal energy of the exhaust gases is recovered via heat exchangers placed in the exhaust nozzle, then reinjected into the turbine engine to optimize its efficiency.
L’énergie thermique récupérée par les échangeurs de chaleur est par exemple utilisée pour réchauffer l’air comprimé sortant du compresseur avant son entrée dans la chambre de combustion.The thermal energy recovered by the heat exchangers is, for example, used to heat the compressed air leaving the compressor before it enters the combustion chamber.
Les motoristes constatent qu’une telle utilisation de l’énergie thermique récupérée est favorable aux performances du turbomoteur sur certains régimes de fonctionnement, et notamment lorsque le turbomoteur fonctionne dans un régime de puissance partielle.Engine manufacturers note that such use of the recovered thermal energy is favorable to the performance of the turbine engine on certain operating regimes, and in particular when the turbine engine operates in a partial power regime.
Toutefois, une telle utilisation de l’énergie thermique récupérée est inadaptée ou défavorable sur d’autres régimes de fonctionnement, et notamment lorsque le turbomoteur fonctionne dans un régime d’accélération ou de décélération.However, such use of the recovered thermal energy is unsuitable or unfavorable in other operating regimes, and in particular when the turbine engine operates in an acceleration or deceleration regime.
L’objectif de la présente invention est donc d’apporter une solution simple, efficace et économique permettant d’adapter ou d’optimiser les performances d’un turbomoteur avec échangeur sur l’ensemble de ses régimes de fonctionnement.The objective of the present invention is therefore to provide a simple, effective and economical solution making it possible to adapt or optimize the performance of a turbine engine with an exchanger over all of its operating regimes.
L’invention propose ainsi un turbomoteur pour un aéronef, le turbomoteur comprenant :
- un générateur de gaz comprenant un compresseur, une chambre de combustion et une turbine de détente, le compresseur et la turbine de détente étant liés et mobiles autour d’un axe longitudinal X ;
- une turbine de puissance qui entraine en rotation une prise de mouvement ;
- un échangeur de chaleur annulaire autour de l’axe X et sectorisé comportant au moins deux secteurs annulaires, chacun des secteurs comportant:
- un premier circuit comportant une entrée reliée à une sortie du compresseur et une sortie reliée à une entrée de la chambre de combustion, et
- un second circuit comportant une entrée reliée à une sortie de la turbine de puissance et une sortie reliée à une sortie d’échappement d’une tuyère du turbomoteur,
caractérisé en ce que le turbomoteur comprend pour chaque secteur un premier conduit de dérivation reliant la sortie du compresseur et l’entrée de la chambre de combustion tout en bypassant le premier circuit, le turbomoteur comprenant en outre au moins un second conduit de dérivation disposé circonférentiellement entre deux secteurs successifs, le second conduit de dérivation reliant la sortie de la turbine de puissance et la sortie d’échappement de la tuyère tout en bypassant les seconds circuits.The invention thus proposes a turbine engine for an aircraft, the turbine engine comprising:
- a gas generator comprising a compressor, a combustion chamber and an expansion turbine, the compressor and the expansion turbine being linked and movable around a longitudinal axis X;
- a power turbine which rotates a power take-off;
- an annular heat exchanger around the X axis and sectorized comprising at least two annular sectors, each of the sectors comprising:
- a first circuit comprising an input connected to an output of the compressor and an output connected to an inlet of the combustion chamber, and
- a second circuit comprising an inlet connected to an outlet of the power turbine and an outlet connected to an exhaust outlet of a nozzle of the turbine engine,
characterized in that the turbine engine comprises for each sector a first bypass conduit connecting the outlet of the compressor and the inlet of the combustion chamber while bypassing the first circuit, the turbine engine further comprising at least a second bypass conduit arranged circumferentially between two successive sectors, the second bypass conduit connecting the outlet of the power turbine and the exhaust outlet of the nozzle while bypassing the second circuits.
De tels conduits de dérivation offrent la possibilité de bypasser (ou d’éviter) les premier et second circuits de l’échangeur de chaleur, de façon à adapter ou à optimiser les performances du turbomoteur sur l’ensemble de ses régimes de fonctionnement.Such bypass conduits offer the possibility of bypassing (or avoiding) the first and second circuits of the heat exchanger, so as to adapt or optimize the performance of the turbine engine over all of its operating regimes.
Autrement dit, de tels conduits de dérivation offrent la possibilité de modifier le cycle de fonctionnement du turbomoteur en fonction de son régime, le turbomoteur pouvant notamment fonctionner selon un « cycle classique », ou un « cycle récupéré », ou bien encore un « cycle hybride ».In other words, such bypass conduits offer the possibility of modifying the operating cycle of the turbine engine as a function of its speed, the turbine engine being able in particular to operate according to a "classic cycle", or a "recovered cycle", or even a "cycle hybrid”.
En « cycle classique », l’air comprimé et les gaz d’échappement traversent respectivement les premier et second conduits de dérivation. L’écoulement de l’air comprimé et des gaz d’échappement est maximisé. Un tel cycle est par exemple utilisé sous un régime PMD (puissance maximale au décollage) ou d’accélération, de manière à maximiser ou prioriser la puissance mécanique délivrée par le turbomoteur via la prise de mouvement.In the “classic cycle”, the compressed air and the exhaust gases pass through the first and second bypass pipes respectively. The flow of compressed air and exhaust gases is maximized. Such a cycle is for example used under a PMD (maximum take-off power) or acceleration regime, so as to maximize or prioritize the mechanical power delivered by the turbine engine via the power take-off.
En « cycle récupéré », l’air comprimé et les gaz d’échappement traversent respectivement les premier et second circuits de l’échangeur de chaleur. L’énergie thermique résiduelle des gaz d’échappement est ainsi récupérée via l’échangeur de chaleur, de manière à réchauffer l’air comprimé sortant du compresseur avant son entrée dans la chambre de combustion. Un tel cycle est par exemple utilisé sous un régime de puissance partielle, de manière à optimiser les performances du turbomoteur.In the “recovered cycle”, the compressed air and the exhaust gases pass through the first and second circuits of the heat exchanger respectively. The residual thermal energy of the exhaust gas is thus recovered via the heat exchanger, so as to heat the compressed air leaving the compressor before it enters the combustion chamber. Such a cycle is for example used under a partial power regime, so as to optimize the performance of the turbine engine.
En « cycle hybride », seuls les premiers circuits ou les seconds circuits de l’échangeur de chaleur sont traversés respectivement par l’air comprimé ou les gaz d’échappement. Un tel cycle est par exemple utilisé sous un régime de décélération où les gaz d’échappement traversent les seconds circuits de l’échangeur de chaleur, de manière à réduire la puissance mécanique délivrée par le turbomoteur.In “hybrid cycle”, only the first circuits or the second circuits of the heat exchanger are crossed respectively by the compressed air or the exhaust gases. Such a cycle is for example used under a deceleration regime where the exhaust gases pass through the second circuits of the heat exchanger, so as to reduce the mechanical power delivered by the turbine engine.
Le turbomoteur selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le nombre de seconds conduits de dérivation est égal au nombre de secteurs de l’échangeur de chaleur, chacun des seconds conduits de dérivation étant disposé circonférentiellement entre deux secteurs successifs ;
- les secteurs de l’échangeur de chaleur sont disposés dans la tuyère annulaire du turbomoteur ;
- au moins l’un des premiers conduits de dérivation comprend un premier élément d’obturation qui est mobile entre une position ouverte dans laquelle l’élément d’obturation autorise l’air comprimé sortant du compresseur à traverser le premier conduit de dérivation, et une position fermée dans laquelle le premier élément d’obturation empêche l’air comprimé sortant du compresseur de traverser le premier conduit de dérivation ;
- au moins l’un des seconds conduits de dérivation comprend un second élément d’obturation qui est mobile entre une position ouverte dans laquelle le second élément d’obturation autorise les gaz d’échappement sortant de la turbine de puissance à traverser le second conduit de dérivation, et une position fermée dans laquelle le second élément d’obturation empêche les gaz d’échappement sortant de la turbine de puissance de traverser le second conduit de dérivation ;
- les premier et second éléments d’obturation sont configurés pour occuper les positions suivantes dans au moins l’un des régimes de fonctionnement suivants du turbomoteur :
- les premier et second éléments d’obturation sont dans une position ouverte lorsque le turbomoteur est dans un régime de puissance maximale au décollage dit PMD ;
- les premier et second éléments d’obturation sont dans une position fermée lorsque le turbomoteur est dans un régime de puissance partielle ;
- les premier et second éléments d’obturation sont dans une position ouverte lorsque le turbomoteur est dans un régime d’accélération ;
- le premier élément d’obturation est dans une position ouverte et le second élément d’obturation est dans une position fermée lorsque le turbomoteur est dans un régime de décélération ;
- le premier élément d’obturation et/ou le second élément d’obturation est un volet pivotant ;
- chaque secteur est monobloc, et de préférence réalisé en fabrication additive ;
- la sortie d’échappement de la tuyère est disposée à 12h par analogie au cadran d’une montre.The turbine engine according to the invention may comprise one or more of the characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other:
- the number of second diversion conduits is equal to the number of sectors of the heat exchanger, each of the second diversion conduits being arranged circumferentially between two successive sectors;
- the sectors of the heat exchanger are arranged in the annular nozzle of the turbine engine;
- at least one of the first bypass conduits comprises a first shutter element which is movable between an open position in which the shutter element allows the compressed air leaving the compressor to pass through the first bypass conduit, and a closed position in which the first blocking element prevents the compressed air leaving the compressor from passing through the first bypass conduit;
- at least one of the second bypass conduits comprises a second closing element which is movable between an open position in which the second closing element allows the exhaust gases leaving the power turbine to pass through the second conduit bypass, and a closed position in which the second blocking element prevents the exhaust gases leaving the power turbine from passing through the second bypass conduit;
- the first and second shutter elements are configured to occupy the following positions in at least one of the following operating regimes of the turbine engine:
- the first and second shutter elements are in an open position when the turbine engine is in a maximum power regime at takeoff called PMD;
- the first and second shutter elements are in a closed position when the turbine engine is in a partial power regime;
- the first and second shutter elements are in an open position when the turbine engine is in an acceleration regime;
- the first shutter element is in an open position and the second shutter element is in a closed position when the turbine engine is in a deceleration regime;
- the first shutter element and/or the second shutter element is a pivoting shutter;
- each sector is in one piece, and preferably made using additive manufacturing;
- the exhaust outlet of the nozzle is located at 12 o'clock by analogy with the dial of a watch.
La présente invention concerne également un aéronef comprenant un turbomoteur tel que décrit précédemment.The present invention also relates to an aircraft comprising a turbine engine as described above.
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the invention will appear more clearly on reading the following description given by way of non-limiting example and with reference to the appended drawings in which:
Sur la
Le turbomoteur 1 comprend :
- un générateur de gaz 3 comprenant un compresseur 4, une chambre de combustion 5 et une turbine de détente 6, le compresseur 4 et la turbine de détente 6 étant liés et mobiles autour d’un axe longitudinal X ;
- une turbine de puissance 7 qui entraine en rotation une prise de mouvement 8 (ou prise de force) ;
- un échangeur de chaleur 9 annulaire autour de l’axe X et sectorisé comportant au moins deux secteurs 10 annulaires, chacun des secteurs 10 comportant:
- un premier circuit 11 comportant une entrée 12 reliée à une sortie 14 du compresseur 4 et une sortie 13 reliée à une entrée 15 de la chambre de combustion 5, et
- un second circuit 16 comportant une entrée 17 reliée à une sortie 19 de la turbine de puissance 7 et une sortie 18 reliée à une sortie d’échappement 20 d’une tuyère 21 du turbomoteur 1.Turboshaft 1 includes:
- a gas generator 3 comprising a compressor 4, a combustion chamber 5 and an expansion turbine 6, the compressor 4 and the expansion turbine 6 being linked and movable around a longitudinal axis X;
- a power turbine 7 which rotates a power take-off 8 (or power take-off);
- an annular heat exchanger 9 around the axis X and sectorized comprising at least two annular sectors 10, each of the sectors 10 comprising:
- a first circuit 11 comprising an input 12 connected to an output 14 of the compressor 4 and an output 13 connected to an inlet 15 of the combustion chamber 5, and
- a second circuit 16 comprising an inlet 17 connected to an outlet 19 of the power turbine 7 and an outlet 18 connected to an exhaust outlet 20 of a nozzle 21 of the turbine engine 1.
Selon l’invention, le turbomoteur 1 comprend pour chaque secteur 10 un premier conduit de dérivation 22 reliant la sortie 14 du compresseur 4 et l’entrée 15 de la chambre de combustion 5 tout en bypassant (ou évitant) le premier circuit 11. Le turbomoteur 1 comprend en outre au moins un second conduit de dérivation 23 disposé circonférentiellement entre deux secteurs 10 successifs (ou adjacents), le second conduit de dérivation 23 reliant la sortie 19 de la turbine de puissance 7 et la sortie d’échappement 20 de la tuyère 21 tout en bypassant (ou évitant) les seconds circuits 16.According to the invention, the turbine engine 1 comprises for each sector 10 a first bypass conduit 22 connecting the outlet 14 of the compressor 4 and the inlet 15 of the combustion chamber 5 while bypassing (or avoiding) the first circuit 11. The turbine engine 1 further comprises at least a second diversion conduit 23 arranged circumferentially between two successive (or adjacent) sectors 10, the second diversion conduit 23 connecting the outlet 19 of the power turbine 7 and the exhaust outlet 20 of the nozzle 21 while bypassing (or avoiding) the second circuits 16.
L’ouverture ou la fermeture de tels conduits de dérivation 22, 23 peut être pilotée, ce qui offre la possibilité de bypasser (ou d’éviter) les premier et second circuits 11, 16 de l’échangeur de chaleur 9, de façon à adapter ou à optimiser les performances du turbomoteur 1 sur l’ensemble de ses régimes de fonctionnement.The opening or closing of such bypass conduits 22, 23 can be controlled, which offers the possibility of bypassing (or avoiding) the first and second circuits 11, 16 of the heat exchanger 9, so as to adapt or optimize the performance of the turbine engine 1 over all of its operating regimes.
Autrement dit, de tels conduits de dérivation 22, 23 offrent la possibilité de modifier le cycle de fonctionnement du turbomoteur 1 en fonction de son régime, le turbomoteur 1 pouvant notamment fonctionner selon un « cycle classique », ou un « cycle récupéré », ou bien encore un « cycle hybride ».In other words, such bypass conduits 22, 23 offer the possibility of modifying the operating cycle of the turbine engine 1 as a function of its speed, the turbine engine 1 being able in particular to operate according to a “classic cycle”, or a “recovered cycle”, or again a “hybrid cycle”.
En « cycle classique », l’air comprimé A et les gaz d’échappement G traversent respectivement les premier et second conduits de dérivation 22, 23 qui sont pilotés en position ouverte. L’écoulement de l’air comprimé A et des gaz d’échappement G est maximisé du fait que les pertes de charge sont alors minimisées. Un tel cycle est par exemple utilisé sous un régime PMD (puissance maximale au décollage) ou d’accélération, de manière à maximiser ou prioriser la puissance mécanique délivrée par le turbomoteur 1 via la prise de mouvement 8.In the “classic cycle”, the compressed air A and the exhaust gases G pass through the first and second diversion conduits 22, 23 respectively, which are controlled in the open position. The flow of compressed air A and exhaust gas G is maximized because pressure losses are then minimized. Such a cycle is for example used under a PMD (maximum take-off power) or acceleration regime, so as to maximize or prioritize the mechanical power delivered by the turbine engine 1 via the power take-off 8.
En « cycle récupéré », l’air comprimé A et les gaz d’échappement G traversent respectivement les premier et second circuits 11, 16 de l’échangeur de chaleur 9. L’énergie thermique résiduelle des gaz d’échappement G est ainsi récupérée via l’échangeur de chaleur 9, de manière à réchauffer l’air comprimé A sortant du compresseur 4 avant son entrée dans la chambre de combustion 5. Un tel cycle est par exemple utilisé sous un régime de puissance partielle, de manière à optimiser les performances énergétiques du turbomoteur 1 en réduisant sa consommation spécifique.In “recovered cycle”, the compressed air A and the exhaust gases G pass through the first and second circuits 11, 16 of the heat exchanger 9 respectively. The residual thermal energy of the exhaust gases G is thus recovered via the heat exchanger 9, so as to heat the compressed air A leaving the compressor 4 before entering the combustion chamber 5. Such a cycle is for example used under a partial power regime, so as to optimize the energy performance of the turbine engine 1 by reducing its specific consumption.
En « cycle hybride », seuls les premiers circuits 11 ou les seconds circuits 16 de l’échangeur de chaleur 9 sont traversés respectivement par l’air comprimé A ou les gaz d’échappement G. Un tel cycle est par exemple utilisé sous un régime de décélération où les gaz d’échappement G traversent les seconds circuits 16 de l’échangeur de chaleur 9, de manière à réduire la puissance mécanique délivrée par le turbomoteur 1 grâce aux pertes de charge des gaz d’échappement G dans l’échangeur 9. L’air comprimé A sortant de la sortie 14 du compresseur 4 emprunte quant à lui le conduit de dérivation 22 pour être dirigé dans la chambre de combustion 5. En court-circuitant l’échangeur 9, l’air n’est pas réchauffé, ce qui réduit d’autant l’énergie apportée à la turbine de puissance 6 et permet au générateur de gaz 3 de décélérer plus rapidement.In a “hybrid cycle”, only the first circuits 11 or the second circuits 16 of the heat exchanger 9 are crossed respectively by the compressed air A or the exhaust gases G. Such a cycle is for example used under a regime deceleration where the exhaust gases G pass through the second circuits 16 of the heat exchanger 9, so as to reduce the mechanical power delivered by the turbine engine 1 thanks to the pressure losses of the exhaust gases G in the exchanger 9 The compressed air A leaving the outlet 14 of the compressor 4 takes the bypass conduit 22 to be directed into the combustion chamber 5. By short-circuiting the exchanger 9, the air is not heated , which further reduces the energy supplied to the power turbine 6 and allows the gas generator 3 to decelerate more quickly.
Le turbomoteur 1 est défini suivant un axe longitudinal X qui correspond à l’axe de rotation des rotors 25, 26, 28 du compresseur 4 et des turbines 6, 7 du turbomoteur 1.The turbine engine 1 is defined along a longitudinal axis
Par convention dans la présente demande, on entend par « axial » ou « axialement » toute direction parallèle à l’axe X du turbomoteur 1, et par « radial » ou « radialement » toute direction perpendiculaire à l’axe X du turbomoteur 1.By convention in this application, “axial” or “axially” means any direction parallel to the axis
De même, les termes « interne » et « externe » associés aux éléments du turbomoteur 1 sont définis radialement par rapport à l’axe X du turbomoteur 1.Likewise, the terms “internal” and “external” associated with the elements of the turboshaft 1 are defined radially with respect to the axis X of the turboshaft 1.
En outre, par convention dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans le turbomoteur 1.Furthermore, by convention in this application, the terms “upstream” and “downstream” are defined in relation to the direction of gas circulation in the turbine engine 1.
Selon le mode de réalisation illustré sur la
Plus précisément, tel qu’illustré sur la
La chambre de combustion 5 est alimentée en air comprimé A et en carburant via un ou plusieurs injecteurs. L’air comprimé A sortant du compresseur 4 traverse préalablement les premiers conduits de dérivation 22 et/ou les premiers circuits 11 de l’échangeur de chaleur 9 avant d’entrer dans la chambre de combustion 5. L’air comprimé A sortant du compresseur 4 qui traverse les premiers circuits 11 de l’échangeur de chaleur 9 est réchauffé avant son entrée dans la chambre de combustion 5. Le mélange air/carburant est brûlé sous l’action d’un ou plusieurs dispositifs d’allumage. La chambre de combustion 5 est ici à flux inversé (ou à retour) mais elle pourrait être à pots séparés ou à flux direct. Une chambre de combustion 5 à flux inversé présente l’avantage de minimiser l’encombrement axial du turbomoteur 1.The combustion chamber 5 is supplied with compressed air A and fuel via one or more injectors. The compressed air A leaving the compressor 4 first passes through the first bypass conduits 22 and/or the first circuits 11 of the heat exchanger 9 before entering the combustion chamber 5. The compressed air A leaving the compressor 4 which passes through the first circuits 11 of the heat exchanger 9 is heated before entering the combustion chamber 5. The air/fuel mixture is burned under the action of one or more ignition devices. The combustion chamber 5 here is reverse flow (or return) but it could be with separate pots or direct flow. A reverse flow combustion chamber 5 has the advantage of minimizing the axial bulk of the turbine engine 1.
La turbine de détente 6 (ou turbine haute pression) comprend un unique étage de détente axiale. Tel qu’indiqué ci-dessus, la roue 26 de la turbine de détente 6 est liée en rotation aux rouets 25 du compresseur 4 via le premier arbre de transmission 27. Les gaz d’échappement G provenant de la chambre de combustion 5 sont détendus dans la turbine de détente 6 puis dans la turbine de puissance 7.The expansion turbine 6 (or high pressure turbine) comprises a single axial expansion stage. As indicated above, the wheel 26 of the expansion turbine 6 is linked in rotation to the impellers 25 of the compressor 4 via the first transmission shaft 27. The exhaust gases G coming from the combustion chamber 5 are expanded in the expansion turbine 6 then in the power turbine 7.
La turbine de puissance 7 (ou turbine basse pression) est indépendante du générateur de gaz 3 et comprend un unique étage de détente axiale. La roue 28 de la turbine de puissance 7 est liée en rotation à la prise de mouvement 8 via un second arbre de transmission 29 qui traverse le premier arbre de transmission 27. La roue 28 de la turbine de puissance 7 et la prise de mouvement 8 sont mobiles autour de l’axe X. Les gaz d’échappement G sortant de la turbine de puissance 7 traversent préalablement les seconds conduits de dérivation 23 et/ou les seconds circuits 16 de l’échangeur de chaleur 9 avant d’être évacués dans l’environnement extérieur via la sortie d’échappement 20 de la tuyère 21.The power turbine 7 (or low pressure turbine) is independent of the gas generator 3 and includes a single axial expansion stage. The wheel 28 of the power turbine 7 is linked in rotation to the power take-off 8 via a second transmission shaft 29 which passes through the first transmission shaft 27. The wheel 28 of the power turbine 7 and the power take-off 8 are movable around the axis the external environment via the exhaust outlet 20 of the nozzle 21.
La prise de mouvement 8 (également appelée prise de force) se trouve ici en amont de l’entrée d’air 24 et entraine en rotation par exemple un ou plusieurs propulseurs de l’aéronef 2, ou encore un alterno-générateur pour de la génération électrique. Lorsque l’aéronef 2 est un hélicoptère, la prise de mouvement 8 peut entrainer un rotor principal via une boite de transmission principale (connue sous l’acronyme BTP) et un rotor arrière de queue (connu également sous l’acronyme RAC pour rotor anticouple) via une boite de transmission arrière (connue sous l’acronyme BTA).The power take-off 8 (also called power take-off) is located here upstream of the air inlet 24 and rotates for example one or more thrusters of the aircraft 2, or even an alternator-generator for electrical generation. When the aircraft 2 is a helicopter, the power take-off 8 can drive a main rotor via a main transmission box (known by the acronym BTP) and a rear tail rotor (also known by the acronym RAC for anti-torque rotor ) via a rear transmission box (known by the acronym BTA).
La tuyère 21 est annulaire autour de l’axe X et se trouve ici à une extrémité aval du turbomoteur 1. La tuyère 21 comprend une unique sortie d’échappement 20 qui est disposée par exemple à 12h, par analogie au cadran d’une montre.The nozzle 21 is annular around the axis .
Le générateur de gaz 3 forme le corps haute pression du turbomoteur 1, et la turbine de puissance 7 et la prise de mouvement 8 forment le corps basse pression du turbomoteur 1.The gas generator 3 forms the high pressure body of the turbine engine 1, and the power turbine 7 and the power take-off 8 form the low pressure body of the turbine engine 1.
Le mode de réalisation du turbomoteur 1 illustré sur la
Tel qu’indiqué ci-dessus, le turbomoteur 1 comprend en outre un échangeur de chaleur 9 qui permet de récupérer l’énergie thermique résiduelle des gaz d’échappement G pour réchauffer l’air comprimé A sortant du compresseur 4 avant son entrée dans la chambre de combustion 5, pour certains régimes de fonctionnement du turbomoteur 1.As indicated above, the turbine engine 1 further comprises a heat exchanger 9 which makes it possible to recover the residual thermal energy from the exhaust gases G to heat the compressed air A leaving the compressor 4 before its entry into the combustion chamber 5, for certain operating regimes of the turbine engine 1.
L’échangeur de chaleur 9 est annulaire autour de l’axe X et sectorisé, et comporte au moins deux secteurs 10 annulaires. Les secteurs 10 de l’échangeur de chaleur 9 peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles et géométriques identiques ou distinctes. Un échangeur de chaleur 9 sectorisé simplifie la maintenance en permettant le remplacement d’un secteur 10 défectueux indépendamment des autres.The heat exchanger 9 is annular around the axis X and sectorized, and has at least two annular sectors 10. The sectors 10 of the heat exchanger 9 may have identical or distinct dimensional and geometric characteristics. A sectorized heat exchanger 9 simplifies maintenance by allowing the replacement of a defective sector 10 independently of the others.
Les premier et second circuits 11, 16 d’un secteur 10 sont indépendants l’un de l’autre. Les premier et second circuits 11, 16 sont destinés à recevoir respectivement de l’air comprimé A et des gaz d’échappement G. Les premier et second circuits 11, 16 sont délimités par des surfaces communes ou proches, de sorte à favoriser l’échange de chaleur entre les gaz d’échappement G (flux chaud) du second circuit 16 et l’air comprimé A (flux froid) du premier circuit 11. Les premier et second circuits 11, 16 peuvent comprendre des déflecteurs ou perturbateurs (par exemple sous la forme d’ailettes), de manière à maximiser les échanges de chaleur entre les gaz d’échappement G et l’air comprimé A.The first and second circuits 11, 16 of a sector 10 are independent of each other. The first and second circuits 11, 16 are intended to respectively receive compressed air A and exhaust gases G. The first and second circuits 11, 16 are delimited by common or close surfaces, so as to promote the heat exchange between the exhaust gases G (hot flow) of the second circuit 16 and the compressed air A (cold flow) of the first circuit 11. The first and second circuits 11, 16 may include deflectors or disruptors (for example in the form of fins), so as to maximize the heat exchanges between the exhaust gases G and the compressed air A.
Avantageusement, les secteurs 10 de l’échangeur 9 sont disposés dans la tuyère 21 annulaire du turbomoteur 1. Une telle disposition des secteurs 10 permet d’optimiser la compacité du turbomoteur 1.Advantageously, the sectors 10 of the exchanger 9 are arranged in the annular nozzle 21 of the turbine engine 1. Such an arrangement of the sectors 10 makes it possible to optimize the compactness of the turbine engine 1.
Avantageusement, l’échangeur de chaleur 9 est axisymétrique par rapport à l’axe X, de manière à obtenir un turbomoteur 1 équilibré.Advantageously, the heat exchanger 9 is axisymmetric with respect to the axis X, so as to obtain a balanced turbine engine 1.
L’échangeur de chaleur 9 peut être par exemple un échangeur à tubes ou un échangeur à plaques ou un échangeur à ailettes.The heat exchanger 9 can for example be a tube exchanger or a plate exchanger or a finned exchanger.
Avantageusement, chaque secteur 10 est monobloc (ou d’un seul tenant), et de préférence réalisé en fabrication additive (par exemple par fusion sélective sur lit de poudre). La fabrication additive présente l’avantage de pouvoir obtenir des formes complexes.Advantageously, each sector 10 is in one piece (or in one piece), and preferably produced by additive manufacturing (for example by selective fusion on a powder bed). Additive manufacturing has the advantage of being able to obtain complex shapes.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, et notamment la
Les entrée et sortie 12, 13 du premier circuit 11 d’un secteur 10 se trouvent d’un même côté du secteur 10 (ici côté amont du secteur), l’entrée et la sortie 12, 13 étant respectivement externe et interne. Les entrée et sortie 17, 18 du second circuit 16 d’un secteur 10 se trouvent sur des côtés radialement opposés du secteur 10, l’entrée et la sortie 17, 18 étant respectivement interne et externe.The input and output 12, 13 of the first circuit 11 of a sector 10 are located on the same side of the sector 10 (here upstream side of the sector), the input and output 12, 13 being respectively external and internal. The input and output 17, 18 of the second circuit 16 of a sector 10 are located on radially opposite sides of the sector 10, the input and output 17, 18 being internal and external respectively.
L’entrée 12 de chaque premier circuit 11 est reliée à la sortie 14 du compresseur 4 via une alimentation amont 30 qui peut être indépendante ou commune à tous les secteurs 10. L’alimentation amont 30 comprend ici un diffuseur radial 31 et un diffuseur axial 32 (également appelé redresseur). La sortie 13 de chaque premier circuit 11 est reliée à l’entrée 15 de la chambre de combustion 5 via une alimentation aval 33 qui peut être indépendante ou commune à tous les secteurs 10. Cette alimentation aval 33 peut comporter des grilles de diffusion de manière à contrôler la giration de l’air comprimé A alimentant la chambre de combustion 5, la giration étant par exemple d’environ 15°. En variante, une telle giration peut être obtenue via des déflecteurs disposés à proximité de la sortie 13 du premier circuit 11.The input 12 of each first circuit 11 is connected to the output 14 of the compressor 4 via an upstream supply 30 which can be independent or common to all sectors 10. The upstream supply 30 here comprises a radial diffuser 31 and an axial diffuser 32 (also called rectifier). The output 13 of each first circuit 11 is connected to the inlet 15 of the combustion chamber 5 via a downstream power supply 33 which can be independent or common to all sectors 10. This downstream power supply 33 can include diffusion grids in a manner to control the gyration of the compressed air A supplying the combustion chamber 5, the gyration being for example approximately 15°. Alternatively, such a gyration can be obtained via deflectors arranged near the outlet 13 of the first circuit 11.
L’entrée 17 de chaque second circuit 16 est reliée à la sortie 19 de la turbine de puissance 7 via une portion interne 34 de la tuyère 21. La sortie 18 de chaque second circuit 16 est reliée à la sortie d’échappement 20 via une portion externe 35 de la tuyère 21.The inlet 17 of each second circuit 16 is connected to the outlet 19 of the power turbine 7 via an internal portion 34 of the nozzle 21. The outlet 18 of each second circuit 16 is connected to the exhaust outlet 20 via a external portion 35 of the nozzle 21.
Tel qu’indiqué ci-dessus, selon l’invention, le turbomoteur 1 comprend des premiers conduits de dérivation 22 pour permettre à l’air comprimé A provenant du compresseur 4 de bypasser (ou éviter) les premiers circuits 11 de l’échangeur de chaleur 9, pour certains régimes de fonctionnement du turbomoteur 1. En outre, le turbomoteur 1 comprend au moins un second conduit de dérivation 23 pour permettre aux gaz d’échappement G provenant de la turbine de puissance 7 de bypasser (ou éviter) les seconds circuits 16 de l’échangeur de chaleur 9, pour certains régimes de fonctionnement.As indicated above, according to the invention, the turbine engine 1 comprises first bypass conduits 22 to allow the compressed air A coming from the compressor 4 to bypass (or avoid) the first circuits 11 of the heat exchanger. heat 9, for certain operating regimes of the turbine engine 1. In addition, the turbine engine 1 comprises at least a second bypass conduit 23 to allow the exhaust gases G coming from the power turbine 7 to bypass (or avoid) the second circuits 16 of the heat exchanger 9, for certain operating regimes.
Chaque premier conduit de dérivation 22 peut se trouver à l’intérieur du secteur 10 correspondant de l’échangeur de chaleur 9 ou à l’extérieur de ce secteur 10.Each first branch conduit 22 can be located inside the corresponding sector 10 of the heat exchanger 9 or outside this sector 10.
Avantageusement, au moins l’un des premiers conduits de dérivation 22 comprend un premier élément d’obturation 36 qui est mobile entre une position ouverte dans laquelle le premier élément d’obturation 36 autorise l’air comprimé A sortant du compresseur 4 à traverser le premier conduit de dérivation 22, et une position fermée dans laquelle le premier élément d’obturation 36 empêche l’air comprimé A sortant du compresseur 4 de traverser le premier conduit de dérivation 22.Advantageously, at least one of the first bypass conduits 22 comprises a first shutter element 36 which is movable between an open position in which the first shutter element 36 allows the compressed air A leaving the compressor 4 to pass through the first bypass conduit 22, and a closed position in which the first closing element 36 prevents the compressed air A leaving the compressor 4 from passing through the first bypass conduit 22.
Chacun des premiers conduits de dérivation 22 peut bien évidemment comprendre un premier élément d’obturation 36.Each of the first branch conduits 22 can obviously include a first closing element 36.
Les premiers éléments d’obturation 36 peuvent être actionnés indépendamment les uns des autres, ou de façon commune.The first shutter elements 36 can be actuated independently of each other, or in a common manner.
Les premiers éléments d’obturation 36 peuvent être réglés de façon identique ou de façon distincte.The first shutter elements 36 can be adjusted identically or separately.
Les premiers éléments d’obturation 36 peuvent être réglés de façon identique par groupe de deux ou trois par exemple.The first shutter elements 36 can be adjusted identically in groups of two or three for example.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, et notamment les figures 4 à 6, chaque secteur 10 comprend intérieurement son premier conduit de dérivation 22, ce premier conduit de dérivation 22 permettant à l’air comprimé A sortant du compresseur 4 d’entrer dans la chambre de combustion 5 tout en bypassant (ou évitant) le premier circuit 11 du secteur 10. Le premier conduit de dérivation 22 se trouve dans une portion amont du secteur 10, le premier circuit 11 étant quant à lui dans une portion aval du secteur 10. Chaque premier conduit de dérivation 22 comprend un volet 36 (premier élément d’obturation) qui est mobile par pivotement autour d’un axe C entre deux positions extrêmes, à savoir la position ouverte (
Avantageusement, tel qu’illustré sur la
Avantageusement, au moins l’un des seconds conduits de dérivation 23 comprend un second élément d’obturation 37 qui est mobile entre une position ouverte dans laquelle le second élément d’obturation 37 autorise les gaz d’échappement G sortant de la turbine de puissance 7 à traverser le second conduit de dérivation 23, et une position fermée dans laquelle le second élément d’obturation 37 empêche les gaz d’échappement G sortant de la turbine de puissance 7 de traverser le second conduit de dérivation 23.Advantageously, at least one of the second bypass conduits 23 comprises a second shutter element 37 which is movable between an open position in which the second shutter element 37 allows the exhaust gases G leaving the power turbine 7 to pass through the second bypass conduit 23, and a closed position in which the second closing element 37 prevents the exhaust gases G leaving the power turbine 7 from passing through the second bypass conduit 23.
Chaque second conduit de dérivation 23 peut bien évidemment comprendre un second élément d’obturation 37.Each second branch conduit 23 can obviously include a second closing element 37.
Les seconds éléments d’obturation 37 peuvent être actionnés indépendamment les uns des autres ou de façon commune.The second shutter elements 37 can be actuated independently of each other or jointly.
Les seconds éléments d’obturation 37 peuvent être réglés de façon identique ou de façon distincte.The second shutter elements 37 can be adjusted identically or separately.
Les seconds éléments d’obturation 37 peuvent être réglés de façon identique par groupe de deux ou trois par exemple.The second shutter elements 37 can be adjusted identically in groups of two or three for example.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, et notamment les figures 3 et 7 à 9, le turbomoteur 1 comprend autant de seconds conduits de dérivation 23 que de secteurs 10 (à savoir six), chaque second conduit de dérivation 23 étant disposé circonférentiellement entre deux secteurs 10 successifs (ou adjacents). Chaque second conduit de dérivation 23 comprend un volet 37 (second élément d’obturation) qui est mobile autour d’un axe D entre deux positions extrêmes, à savoir la position ouverte (
Les volets 37 sont disposés radialement au même niveau que les entrées 17 des seconds circuits 16.The flaps 37 are arranged radially at the same level as the inputs 17 of the second circuits 16.
Avantageusement, les volets 36, 37 sont configurés pour occuper les positions suivantes dans les régimes de fonctionnement suivants du turbomoteur 1 :
- les volets 36, 37 sont dans une position ouverte lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime de puissance maximale au décollage dit PMD ;
- les volets 36, 37 sont dans une position fermée lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime de puissance partielle ;
- les volets 36, 37 sont dans une position ouverte lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime d’accélération ;
- les volets 36 sont dans une position ouverte et les volets 37 sont dans une position fermée lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime de décélération.Advantageously, the flaps 36, 37 are configured to occupy the following positions in the following operating regimes of the turbine engine 1:
- the flaps 36, 37 are in an open position when the turbine engine 1 is in a maximum power regime at takeoff called PMD;
- the flaps 36, 37 are in a closed position when the turbine engine 1 is in a partial power regime;
- the flaps 36, 37 are in an open position when the turbine engine 1 is in an acceleration regime;
- the flaps 36 are in an open position and the flaps 37 are in a closed position when the turbine engine 1 is in a deceleration regime.
Ainsi, lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime PMD (puissance maximale au décollage) ou d’accélération, l’air comprimé A sortant du compresseur 4 traverse les premiers conduits de dérivation 22 avant d’entrer dans la chambre de combustion 5 et les gaz d’échappement G traversent les seconds conduits de dérivation 23 avant d’être évacués de la tuyère 21 via la sortie d’échappement 20. En régime PMD ou d’accélération, le turbomoteur 1 fonctionne ainsi selon un cycle classique. Un tel réglage des volets 36, 37 permet de maximiser l’écoulement de l’air comprimé A et des gaz d’échappement G, en minimisant les pertes de charge, de manière à maximiser ou à prioriser la puissance mécanique délivrée par le turbomoteur 1. Un tel réglage permet également d’éviter que l’échangeur de chaleur 9 soit soumis à des températures trop importantes, au bénéfice de sa durée de vie.Thus, when the turbine engine 1 is in a PMD (maximum power at takeoff) or acceleration regime, the compressed air A leaving the compressor 4 passes through the first bypass conduits 22 before entering the combustion chamber 5 and the Exhaust gas G passes through the second bypass conduits 23 before being evacuated from the nozzle 21 via the exhaust outlet 20. In PMD or acceleration mode, the turbine engine 1 thus operates according to a conventional cycle. Such an adjustment of the flaps 36, 37 makes it possible to maximize the flow of the compressed air A and the exhaust gases G, by minimizing the pressure losses, so as to maximize or prioritize the mechanical power delivered by the turbine engine 1 Such an adjustment also makes it possible to prevent the heat exchanger 9 from being subjected to excessively high temperatures, to the benefit of its lifespan.
En outre, lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime de puissance partielle, l’air comprimé A sortant du compresseur 4 traverse les premiers circuits 11 des secteurs 10 avant d’entrer dans la chambre de combustion 5 et les gaz d’échappement G traversent les seconds circuits 16 des secteurs 10 avant d’être évacués de la tuyère 21 via la sortie d’échappement 20. En régime de puissance partielle, le turbomoteur 1 fonctionne ainsi selon un cycle récupéré car l’énergie thermique résiduelle des gaz d’échappement G est récupérée via l’échangeur de chaleur 9 pour réchauffer l’air comprimé A sortant du compresseur 4 avant son entrée dans la chambre de combustion 5. Un tel réglage permet d’optimiser les performances du turbomoteur 1 puisque la quantité de carburant à injecter pour atteindre les températures de fonctionnement est moindre.Furthermore, when the turbine engine 1 is in a partial power regime, the compressed air A leaving the compressor 4 passes through the first circuits 11 of the sectors 10 before entering the combustion chamber 5 and the exhaust gases G pass through the second circuits 16 of the sectors 10 before being evacuated from the nozzle 21 via the exhaust outlet 20. In partial power mode, the turbine engine 1 thus operates according to a cycle recovered because the residual thermal energy of the exhaust gases G is recovered via the heat exchanger 9 to heat the compressed air A leaving the compressor 4 before entering the combustion chamber 5. Such an adjustment makes it possible to optimize the performance of the turbine engine 1 since the quantity of fuel to be injected to reach operating temperatures is lower.
Enfin, lorsque le turbomoteur 1 est dans un régime de décélération, l’air comprimé A sortant du compresseur 4 traverse les premiers conduits de dérivation 22 avant d’entrer dans la chambre de combustion 5, tandis que les gaz d’échappement G traversent les seconds circuits 16 des secteurs 10 avant d’être évacués de la tuyère 21 via la sortie d’échappement 20. En régime de décélération, le turbomoteur 1 fonctionne ainsi selon un cycle hybride. Un tel réglage des volets 36 permet de ne pas envoyer l’énergie thermique de l’échangeur de chaleur 9 vers les turbines 6, 7. En outre, un tel réglage des volets 37 impose aux gaz d’échappement G de traverser les seconds circuits 16 de l’échangeur de chaleur 9, de manière à ce que la perte de charge subie par les gaz dans l’échangeur reste à son maximum, ce qui permet de réduire la puissance mécanique délivrée par le turbomoteur 1.Finally, when the turbine engine 1 is in a deceleration regime, the compressed air A leaving the compressor 4 passes through the first bypass conduits 22 before entering the combustion chamber 5, while the exhaust gases G pass through the second circuits 16 of sectors 10 before being evacuated from the nozzle 21 via the exhaust outlet 20. In deceleration mode, the turbine engine 1 thus operates according to a hybrid cycle. Such an adjustment of the flaps 36 makes it possible to not send the thermal energy from the heat exchanger 9 towards the turbines 6, 7. In addition, such an adjustment of the flaps 37 requires the exhaust gases G to pass through the second circuits 16 of the heat exchanger 9, so that the pressure loss suffered by the gases in the exchanger remains at its maximum, which makes it possible to reduce the mechanical power delivered by the turbine engine 1.
Les volets 36, 37 peuvent être en position ouverte par défaut ou en cas de défaillances d’un ou plusieurs actionneurs de commande.The shutters 36, 37 can be in the open position by default or in the event of failure of one or more control actuators.
Les volets 36, 37 sont dimensionnés aux pressions exercées respectivement par l’air comprimé A ou les gaz d’échappement G lorsqu’ils sont en position fermée, et aux forces aérodynamiques exercées respectivement par l’air comprimé A ou les gaz d’échappement G lorsqu’ils sont en position ouverte.The flaps 36, 37 are dimensioned to the pressures exerted respectively by the compressed air A or the exhaust gases G when they are in the closed position, and to the aerodynamic forces exerted respectively by the compressed air A or the exhaust gases G when they are in the open position.
Le turbomoteur 1 peut comprendre pour chaque secteur 10 un capteur configuré pour mesurer la différence de pression (delta P) entre l’alimentation amont 30 et l’alimentation aval 33. En cas d’augmentation significative de la différence de pression, le volet 36 associé pourrait être piloté automatiquement en position ouverte.The turbine engine 1 can include for each sector 10 a sensor configured to measure the pressure difference (delta P) between the upstream supply 30 and the downstream supply 33. In the event of a significant increase in the pressure difference, the shutter 36 associated could be automatically controlled in the open position.
Claims (10)
- un générateur de gaz (3) comprenant un compresseur, une chambre de combustion (5) et une turbine de détente (6), le compresseur (4) et la turbine de détente (6) étant liés et mobiles autour d’un axe longitudinal (X) ;
- une turbine de puissance (7) qui entraine en rotation une prise de mouvement (8) ;
- un échangeur de chaleur (9) annulaire autour de l’axe (X) et sectorisé comportant au moins deux secteurs (10) annulaires, chacun des secteurs (10) comportant:
- un premier circuit (11) comportant une entrée (12) reliée à une sortie (14) du compresseur (4) et une sortie (13) reliée à une entrée (15) de la chambre de combustion (5), et
- un second circuit (16) comportant une entrée (17) reliée à une sortie (19) de la turbine de puissance (7) et une sortie (18) reliée à une sortie d’échappement (20) d’une tuyère (21) du turbomoteur (1),
caractérisé en ce que le turbomoteur (1) comprend pour chaque secteur (10) un premier conduit de dérivation (22) reliant la sortie (14) du compresseur (4) et l’entrée (15) de la chambre de combustion (5) tout en bypassant le premier circuit (11), le turbomoteur (1) comprenant en outre au moins un second conduit de dérivation (23) disposé circonférentiellement entre deux secteurs (10) successifs, le second conduit de dérivation (23) reliant la sortie (19) de la turbine de puissance (7) et la sortie d’échappement (20) de la tuyère (21) tout en bypassant les seconds circuits (16).Turbomotor (1) for an aircraft (2), the turbomotor (1) comprising:
- a gas generator (3) comprising a compressor, a combustion chamber (5) and an expansion turbine (6), the compressor (4) and the expansion turbine (6) being linked and movable around an axis longitudinal (X);
- a power turbine (7) which rotates a power take-off (8);
- an annular heat exchanger (9) around the axis (X) and sectorized comprising at least two annular sectors (10), each of the sectors (10) comprising:
- a first circuit (11) comprising an input (12) connected to an output (14) of the compressor (4) and an output (13) connected to an inlet (15) of the combustion chamber (5), and
- a second circuit (16) comprising an inlet (17) connected to an outlet (19) of the power turbine (7) and an outlet (18) connected to an exhaust outlet (20) of a nozzle (21 ) of the turbine engine (1),
characterized in that the turbine engine (1) comprises for each sector (10) a first bypass conduit (22) connecting the outlet (14) of the compressor (4) and the inlet (15) of the combustion chamber (5) while bypassing the first circuit (11), the turbine engine (1) further comprising at least one second bypass conduit (23) arranged circumferentially between two successive sectors (10), the second bypass conduit (23) connecting the outlet ( 19) of the power turbine (7) and the exhaust outlet (20) of the nozzle (21) while bypassing the second circuits (16).
- les premier et second éléments d’obturation (36, 37) sont dans une position ouverte lorsque le turbomoteur (1) est dans un régime de puissance maximale au décollage dit PMD ;
- les premier et second éléments d’obturation (36, 37) sont dans une position fermée lorsque le turbomoteur (1) est dans un régime de puissance partielle ;
- les premier et second éléments d’obturation (36, 37) sont dans une position ouverte lorsque le turbomoteur (1) est dans un régime d’accélération ;
- le premier élément d’obturation (36) est dans une position ouverte et le second élément d’obturation (37) est dans une position fermée lorsque le turbomoteur (1) est dans un régime de décélération.Turbomotor (1) according to claims 4 and 5 in combination, characterized in that the first and second shutter elements (36, 37) are configured to occupy the following positions in at least one of the following operating regimes of the turbomotor (1):
- the first and second shutter elements (36, 37) are in an open position when the turbine engine (1) is in a maximum power regime at takeoff called PMD;
- the first and second shutter elements (36, 37) are in a closed position when the turbine engine (1) is in a partial power regime;
- the first and second shutter elements (36, 37) are in an open position when the turbine engine (1) is in an acceleration regime;
- the first shutter element (36) is in an open position and the second shutter element (37) is in a closed position when the turbine engine (1) is in a deceleration regime.
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| US20090277154A1 (en) * | 2008-05-07 | 2009-11-12 | Wood Ryan S | Recuperator for aircraft turbine engines |
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| FR3111666A1 (en) * | 2020-06-17 | 2021-12-24 | Safran Helicopter Engines | RECOVERED CYCLE AIRCRAFT TURBOMACHINE |
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2022
- 2022-04-29 FR FR2204097A patent/FR3135111B1/en active Active
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