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WO2022189157A1 - Système et procédé de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d'aéronef à partir de carburant issu d'un réservoir cryogénique - Google Patents

Système et procédé de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d'aéronef à partir de carburant issu d'un réservoir cryogénique Download PDF

Info

Publication number
WO2022189157A1
WO2022189157A1 PCT/EP2022/054605 EP2022054605W WO2022189157A1 WO 2022189157 A1 WO2022189157 A1 WO 2022189157A1 EP 2022054605 W EP2022054605 W EP 2022054605W WO 2022189157 A1 WO2022189157 A1 WO 2022189157A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuel
heating
circuit
conditioning system
turbine engine
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/054605
Other languages
English (en)
Inventor
Thierry SIBILLI
Original Assignee
Safran
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran filed Critical Safran
Publication of WO2022189157A1 publication Critical patent/WO2022189157A1/fr

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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
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    • F02C3/22—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being gaseous at standard temperature and pressure
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    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft comprising turbine engines powered by fuel stored in a cryogenic tank.
  • the fuel In order to be injected into the combustion chamber of a turbine engine, the fuel must be pumped and heated in order to allow optimal combustion. Such a heating step is for example necessary to reduce the risk of icing of the water vapor contained in the air which circulates in the turbine engine, in particular, at the level of the fuel injectors of the turbine engine.
  • One of the problems is to optimize the heating of the fuel during its transport from the cryogenic tank to the combustion chamber of the turbine engine while guaranteeing high safety.
  • the invention aims to improve the management of energy resources by taking advantage of the cooling properties of the fuel in the cryogenic tank to provide power to the aircraft and its environment.
  • the heating turbomachine makes it possible to heat the heating fluid autonomously while consuming a small fraction of fuel.
  • the heating fluid circulates in the heating circuit and can be optimally recycled thanks to the separator.
  • a nitrogenous heating fluid is advantageous as it provides safe fuel conditioning, with nitrogen serving as an inert gas for purges and flushes.
  • nitrogen is usually available to increase the insulation of the cryogenic tank and allow it to be purged and flushed (inerting), which facilitates its implementation.
  • the heating circuit is coupled to the inerting system of the cryogenic tank.
  • the system comprises at least one mixer configured to introduce a flow of air from an air inlet into the heating circuit to supply the heating turbomachine.
  • a supply of air advantageously allows the air flow to supply its calories to the heating fluid in order to limit the consumption of the heating turbomachine.
  • the air inlet is connected to one or more air sources from, for example, the aircraft or the turbine engine.
  • the system comprises a second heat exchanger configured to heat the fuel in the fuel circuit, the second exchanger being supplied with heating fluid prior to its admission into the heating turbomachine.
  • the intake air which circulates at a lower speed and at a lower temperature than the exhaust air, makes it possible to preheat the fuel before it is reheated by the first heat exchanger. Such preheating reduces the risk of condensation.
  • the system comprises at least one recuperator, positioned in the heating circuit, configured so that the heating fluid from the exhaust brings calories to the heating fluid at the intake.
  • the recuperator advantageously performs a heat exchanger function by allowing two portions of the heating circuit to exchange calories to gradually heat the heating fluid.
  • the fuel is hydrogen.
  • the separator is thus a water separator which removes water from the heating circuit.
  • the heating fluid comprises dinitrogen and dioxygen, more preferably, the heating fluid consists of dinitrogen and dioxygen.
  • the heating fluid helps to ensure safe conditioning of the fuel.
  • the heating turbomachine is configured to implement a Brayton cycle.
  • the conditioning system comprises at least one auxiliary power output, supplied by the exhaust turbine of the heating turbine engine, in order to supply mechanical power to the aircraft and/or its environment.
  • the invention also relates to an assembly of a conditioning system, as presented above, and an aircraft turbine engine in which the fuel outlet of the conditioning system supplies the aircraft turbine engine.
  • the assembly comprises an electric generator connected to the auxiliary power output in order to supply electric power to the aircraft and/or its environment.
  • the heating turbomachine advantageously fulfills a dual function by making it possible, on the one hand, to provide calories and, on the other hand, to supply the auxiliary power output.
  • the conditioning system can provide fuel at optimum temperature/pressure but also local power, which is advantageous for an aircraft and avoids the use of long cables to supply equipment close to the conditioning system.
  • the aircraft turbine engine has a hybrid fuel and electricity supply, the electric generator electrically supplying the aircraft turbine engine.
  • the turbine engine is supplied in a hybrid manner, with fuel and with electricity, the same turbine engine, for example, a hydrogen turbine or a turbopump.
  • the turbine engine is thus powered autonomously by the conditioning system, which reduces complexity.
  • the assembly comprises a boundary layer ingestion device of an aircraft, the boundary layer ingestion device comprising at least one propulsion member, the auxiliary power output of the conditioning system being connected to the boundary layer ingestion device so as to drive at least the propulsion member.
  • a conditioning system can autonomously supply the propulsion turbine engine(s) with fuel and the boundary layer ingestion device(s) with mechanical torque, which simplifies the overall architecture.
  • the assembly comprises a plurality of boundary layer ingestion devices of an aircraft, each boundary layer ingestion device comprising at least one propulsion member.
  • the auxiliary power output of the conditioning system is connected to the boundary layer ingestion devices so as to drive the propulsion components in a distributed manner.
  • The is a schematic representation of the air supply sources of the conditioning system.
  • The is a schematic representation of a conditioning system. to power a boundary layer ingestion device of an aircraft.
  • the fuel Q is liquid hydrogen (H 2 ) but the invention applies to other types of fuel, for example liquid methane or liquefied natural gas.
  • a fuel conditioning system SC configured to supply the combustion chamber CC of the turbine engine T from fuel in the liquid phase coming from the cryogenic tank RC.
  • the conditioning system SC makes it possible to heat the fuel Q to an optimum temperature.
  • the fuel conditioning system SC is connected to the cryogenic tank RC by first pipe 11 and to the turbine engine T by a second pipe 12.
  • the conditioning system SC comprises a pump 1 configured to take fuel Q from the cryogenic tank RC and circulate it from upstream to downstream in a fuel circuit CQ comprising a fuel outlet S1 from the turbine engine T.
  • the pump 1 allows to increase the pressure to a high value which is sufficient to drive the fuel Q towards the turbine engine T by overcoming all the pressure drops of the conditioning system SC and of the fuel injectors of the turbine engine T.
  • the conditioning system SC comprises a first heat exchanger 31 and a second heat exchanger 32 which are configured to heat the fuel Q in the fuel circuit CQ.
  • the first heat exchanger 31 and the second heat exchanger 32 are supplied by a heating circuit CN in which circulates a heating fluid FN comprising nitrogen N.
  • the heating fluid FN comprises a mixture of dinitrogen N 2 and oxygen O 2 .
  • the heating circuit CN also includes a heating turbomachine 2 to heat the heating fluid FN as will be presented below.
  • the heating turbine engine 2 comprises an intake compressor 21, a combustion chamber 24 and an exhaust turbine 22 configured to drive the intake compressor 21, the combustion chamber 24 being fed by the heating fluid FN and by fuel Q from the fuel circuit CQ.
  • the intake compressor 21 and the exhaust turbine 22 are integrally connected in rotation by a shaft 23.
  • the heating turbomachine 2 makes it possible to take a heating fluid FN upstream in order to evacuate it downstream after acceleration. and heating.
  • the heating turbomachine 2 makes it possible to implement a Brayton cycle by combustion of a mixture of a fraction of heating fluid FN and of fuel Q.
  • the heating turbomachine 2 is supplied by combustion of dihydrogen H 2 and heating fluid FN comprising dinitrogen N 2 and dioxygen O 2 .
  • the heating fluid FN is heated and takes on elements from the fuel Q.
  • the heating fluid FN takes on water (H 2 0 ) in order to form an FNE exhaust heating fluid comprises dinitrogen N 2 , oxygen O 2 and water H 2 0. It goes without saying that the FNE exhaust heating fluid could be of a different nature in depending on the fuel consumed Q.
  • the heating circuit CN comprises a pipe for recycling the exhaust heating fluid FNE, connecting the first heat exchanger 31 to the heating turbomachine 2.
  • the recycling pipe comprises a separator 34 configured to remove the elements from the fuel Q, in this example water (H 2 0).
  • Separator 34 preferably takes the form of a condenser and/or separator.
  • the heating fluid FN is purified and can be used again in the heating circuit CN which thus forms a heating loop.
  • the heating circuit CN is coupled to the inerting system of the cryogenic tank RC.
  • the recycling line comprises a mixer 35 configured to introduce an air flow A into the heating circuit CN so that the air flow A mixes with the heating fluid FN.
  • the heating turbomachine 2 is supplied with a mixture of heating fluid FN and air flow A.
  • Such a mixer 35 advantageously makes it possible to supply air A for combustion in the heating turbomachine 2.
  • the mixer 35 is connected to an air inlet EA to take off an air flow A.
  • the air inlet EA can be fed from several sources of heterogeneous natures.
  • the air inlet EA supplies the conditioning system SC from several sources 51-55 in an alternating or cumulative manner, in particular, with air from the compressor of the turbine engine T, outside air, air from the aircraft cabin, oil cooling air, air from air conditioning, outside air compressed by a dedicated compressor (e.g. electric compressor), etc.
  • a separator (not shown) makes it possible to treat the air flow A before its admission into the mixer 35 to remove the water (H 2 0) present in the air flow A.
  • the first heat exchanger 31 is supplied with a flow of exhaust heating fluid FNE coming from the heating turbomachine 2 so as to supply calories to the fuel Q.
  • the heating fluid FN is cooled, which allows it to perform an optimal purge/scavenging function.
  • the heating fluid FN thus remains in a cryogenic cycle. In other words, we take advantage of the cold temperatures of the fuel Q.
  • the second heat exchanger 32 positioned upstream of the first heat exchanger 31 in the fuel circuit CQ, is supplied with heating fluid FN intended for the heating turbomachine 2 (heating fluid FN at the intake) so as to to provide calories to the fuel Q.
  • the second heat exchanger 32 makes it possible to reduce the temperature of the heating fluid FN in order to reduce the work of the intake compressor 21. Thus, further advantage is taken of the cold temperatures of the fuel Q.
  • the second heat exchanger 32 is positioned in the heating circuit CN between the mixer 35 and the heating turbomachine 2.
  • the second heat exchanger 32 is supplied with heating fluid FN mixed with a flow of air A.
  • the second heat exchanger 32 performs a preheating function with respect to the first heat exchanger 31 which provides the main heating.
  • Such an organization makes it possible to optimize the efficiency of the heating and to avoid condensation and/or icing of the air in contact with the fuel Q in the first heat exchanger 31.
  • the fuel outlet S1 of the fuel circuit CQ is supplied with fuel at the optimum temperature.
  • the conditioning system SC further comprises a recuperator 33 configured so that the exhaust heating fluid FNE brings calories to the heating fluid FN. Before admission into the heating turbomachine 2.
  • the heating fluid FN thus makes it possible to gradually increase in temperature, transmitting heat from the exhaust to the intake.
  • the combustion chamber 24 is supplied with air taken from the air flow A and with fuel Q from the fuel circuit CQ and taken just upstream of the fuel outlet S1.
  • the combustion chamber 24 of the heating turbomachine 2 is supplied with fuel Q at optimum temperature and at optimum pressure.
  • the heating turbomachine 2 is preferably in the form of a Brayton cycle turbomachine so as to supply calories to the fuel Q.
  • the conditioning system SC implements a “nitrogen/ air” which is semi-closed, recuperated and pre-cooled by circulating fuel Q.
  • the use of nitrogen in the heating fluid FN advantageously allows the conditioning system SC to operate at low temperature, characteristic of a cryogenic system, while maintaining a high level of safety.
  • the use of nitrogen is advantageous since an aircraft usually has a nitrogen tank to condition the RC cryogenic tank as well as the fuel system and ancillary areas.
  • nitrogen advantageously fulfills a dual function of conditioning and heating.
  • the CN heating circuit is fed by a nitrogen tank, preferably coupled to the inerting system of the RC cryogenic tank.
  • the flow of heating fluid FN after passing through the separator 34, can be used to supply the inerting system.
  • the conditioning system SC further comprises an auxiliary power output S2 supplied by the exhaust turbine 22.
  • the auxiliary power output S2 makes it possible to take a torque from the air exhaust turbine 22 and to supply at the output a mechanical torque.
  • an electrical generator G can be coupled to the auxiliary power output S2 so as to generate electrical energy from the mechanical torque.
  • the electric generator G can be separated from the conditioning system SC or integrated into said conditioning system SC.
  • the Brayton cycle can achieve an efficiency of up to 0.7 while supplying the auxiliary power output S2.
  • the fuel flow Q necessary for the heating turbomachine 2 is adapted according to the desired fuel temperature at the fuel outlet S1 and the power requirement on the auxiliary power outlet S2. The greater the requirements, the higher the flow rate of fuel Q necessary for the heating turbomachine 2.
  • a fuel conditioning method Q by means of a conditioning system SC according to the invention will now be presented with reference to the .
  • pump 1 draws fuel from the cryogenic tank RC and circulates it upstream and downstream in the fuel circuit CQ to the fuel outlet S1.
  • the fuel pressure Q increases.
  • the fuel Q is first heated in the fuel circuit CQ by the second heat exchanger 32 by circulation of a mixture of the heating fluid FN with an air flow A from the inlet of tune EA.
  • the air flow A advantageously makes it possible to supply calories to the heating fluid FN.
  • the fuel Q is heated in the fuel circuit CQ by the first heat exchanger 31 by circulation of a heating fluid from the exhaust FNE of the heating turbomachine 2.
  • the heating fluid from the FNE exhaust sees its temperature lowered, which is optimal for a cryogenic cycle.
  • the recuperator 33 makes it possible to connect two portions of the heating circuit CN in order to achieve progressive heating by heat exchange.
  • the heating turbomachine 2 makes it possible to implement a Brayton cycle to supply calories directly to the heating circuit CN which heats the fuel circuit CQ.
  • the combustion chamber 24 of the heating turbomachine 2 is supplied with heating fluid FN and with fuel Q coming from the fuel circuit CQ.
  • the separator 34 removes the components from the fuel Q in the heating fluid FN in order to allow its reuse in a loop.
  • the exhaust turbine 22 of the heating turbomachine 2 advantageously supplies the auxiliary power output S2.
  • the fuel temperature Q at the fuel outlet S1 is optimally increased by the conditioning system SC to directly supply the turbine engine T.
  • the conditioning system SC according to the invention is advantageous given that it has, on the one hand, a fuel outlet S1 having an optimum temperature and pressure and, on the other hand, an auxiliary power outlet S2 capable of supplying mechanical torque or electrical power when associated with an electrical generator G.
  • the conditioning system SC is associated with a hybrid electric gas turbine 6 to supply it with its power.
  • the hybrid electric gas turbine 6 comprises a compressor 61, a turbine 62, configured to drive the compressor 61, and a combustion chamber 63.
  • the fuel outlet S1 of the conditioning system SC supplies the combustion chamber 63 of the hybrid electric gas turbine 6 while the auxiliary power outlet S2 supplies electrically, via an electric generator G, a drive motor 611 of the compressor 61 and a drive motor 621 of turbine 62.
  • all the power sources are provided by the conditioning system SC, which avoids having to resort to a third-party electrical source which increases the mass and the wiring.
  • This architecture was presented for a hybrid electric gas turbine 6 but the invention applies to any hybrid system requiring, on the one hand, fuel and, on the other hand, an electrical source or a mechanical torque.
  • the conditioning system SC can advantageously be associated with a turbopump.
  • the conditioning system SC is associated with an aircraft AV comprising one or more turbine engines T as well as one or more boundary layer ingestion devices BLI.
  • a boundary layer ingestion device BLI comprises a propulsion member, for example a ducted propeller, which is driven in rotation.
  • the fuel outlet S1 of the conditioning system SC supplies the propulsion turbine engine(s) T of the aircraft AV while the auxiliary power outlet S2 is mechanically coupled to the boundary layer ingestion device BLI, in particular, to its propulsion device.
  • the SC conditioning system thus meets all propulsion needs.
  • a heating circuit CN in a loop is implemented which is efficient and which takes advantage of the low temperature of the fuel. This advantageously makes it possible to have an auxiliary power output S2 to directly supply equipment of the aircraft, in particular, to cover the non-propulsive needs of the aircraft (cabin supply, recharging of batteries, etc.).

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Abstract

Un système de conditionnement (SC) de carburant (Q) configuré pour alimenter un tur- bomoteur d'aéronef (T) à partir de carburant (Q) issu d'un réservoir cryogénique (RC), le système de conditionnement (SC) comprenant au moins un premier échangeur thermique (31) configuré pour réchauffer le carburant (Q) dans le circuit de carburant (CQ), le premier échangeur (31) étant alimenté par un circuit de chauffage (CN) dans lequel circule un fluide de chauffage (FN) comprenant de l'azote, au moins une turbomachine de chauffage (2) pour chauffer le fluide de chauffage (FN) et au moins un séparateur (34) pour retirer les composants issus du carburant (Q) dans le fluide de chauffage (FN).

Description

Système et procédé de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique
La présente invention concerne le domaine des aéronefs comprenant des turbomoteurs alimentés par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique.
Il est connu de stocker du carburant, en particulier de l’hydrogène, sous forme liquide pour limiter l’encombrement et la masse des réservoirs de l’aéronef. A titre d’exemple, le carburant est stocké à une température de l’ordre de 20 à 22 Kelvins (- 253 à -251°C) dans un réservoir cryogénique de l’aéronef.
Afin de pouvoir être injecté dans la chambre de combustion d’un turbomoteur, le carburant doit être pompé et chauffé afin de permettre une combustion optimale. Une telle étape de chauffage est par exemple nécessaire pour réduire le risque de givrage de la vapeur d’eau contenue dans l’air qui circule dans le turbomoteur, en particulier, au niveau des injecteurs de carburant du turbomoteur.
Une des problématiques est d’optimiser le réchauffage du carburant lors de son transport du réservoir cryogénique jusqu’à la chambre de combustion du turbomoteur tout en garantissant une sécurité élevée.
Sur le plan énergétique, il est nécessaire d’apporter, d’une part, de l’énergie au réservoir cryogénique pour refroidir le carburant et d’apporter, d’autre part, de l’énergie pour réchauffer le carburant prélevé dans le réservoir cryogénique pour permettre son injection dans un turbomoteur.
L’invention vise à améliorer la gestion des ressources énergétiques en tirant avantage des propriétés de refroidissement du carburant dans le réservoir cryogénique pour fournir de la puissance à l’aéronef et à son environnement.
 PRESENTATION DE L’INVENTION
L’invention concerne un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de conditionnement comprenant :
  • au moins une pompe configurée pour prélever du carburant issu du réservoir cryogénique et le faire circuler d’amont en aval dans un circuit de carburant comprenant une sortie de carburant,
  • au moins un premier échangeur thermique configuré pour réchauffer le carburant dans le circuit de carburant, le premier échangeur étant alimenté par un circuit de chauffage dans lequel circule un fluide de chauffage comprenant de l’azote,
  • au moins une turbomachine de chauffage, positionnée dans le circuit de chauffage, comprenant un compresseur d’admission, une chambre de combustion et une turbine d’échappement configurée pour entrainer le compresseur d’admission, la chambre de combustion étant alimentée par du fluide de chauffage et par du carburant issu du circuit de carburant de manière à chauffer le fluide de chauffage et
  • au moins un séparateur, positionné dans le circuit de chauffage, configuré pour retirer les composants issus du carburant dans le fluide de chauffage.
Grâce à l’invention, la turbomachine de chauffage permet de réchauffer le fluide de chauffage de manière autonome en consommant une faible fraction de carburant. Le fluide de chauffage circule dans le circuit de chauffage et peut être recyclé de manière optimale grâce au séparateur. Un fluide de chauffage azoté est avantageux étant donné qu’il permet d’assurer un conditionnement en toute sécurité du carburant, l’azote servant de gaz neutre pour les purges et balayages. De plus, de l’azote est généralement disponible pour augmenter l’isolation du réservoir cryogénique et permettre sa purge et son balayage (inertage), ce qui facilite sa mise en œuvre. De manière préférée, le circuit de chauffage est couplé au système d’inertage du réservoir cryogénique.
De préférence, le système comprend au moins un mélangeur configuré pour introduire un flux d’air issu d’une entrée d’air dans le circuit de chauffage pour alimenter la turbomachine de chauffage. Un tel apport d’air permet avantageusement au flux d’air d’apporter ses calories au fluide de chauffage pour limiter la consommation de la turbomachine de chauffage.
De manière préférée, l’entrée d’air est connectée à une ou plusieurs sources d’air issues, par exemple, de l’aéronef ou du turbomoteur.
Selon un aspect de l’invention, le système comprend un deuxième échangeur thermique configuré pour réchauffer le carburant dans le circuit de carburant, le deuxième échangeur étant alimenté par du fluide de chauffage préalablement à son admission dans la turbomachine de chauffage. Ainsi, l’air d’admission, qui circule à une vitesse et à une température plus faible que l’air d’échappement, permet de réaliser un préchauffage du carburant avant son réchauffage par le premier échangeur thermique. Un tel préchauffage permet de réduire le risque de condensation.
Selon un aspect de l’invention, le système comprend au moins un récupérateur, positionné dans le circuit de chauffage, configuré pour que le fluide de chauffage issu de l’échappement apporte des calories au fluide de chauffage à l’admission. Le récupérateur remplit avantageusement une fonction d’échangeur de chaleur en permettant à deux portions du circuit de chauffage d’échanger des calories pour chauffer de manière progressive le fluide de chauffage.
De manière préférée, le carburant est de l’hydrogène. Un tel carburant génère de l’eau suite à sa combustion. Le séparateur est ainsi un séparateur d’eau qui retire l’eau du circuit de chauffage.
De préférence, le fluide de chauffage comporte du diazote et du dioxygène, de manière préférée, le fluide de chauffage est constitué de diazote et de dioxygène. Un tel fluide de chauffage permet d’assurer un conditionnement en toute sécurité du carburant.
De préférence, la turbomachine de chauffage est configurée pour mettre en œuvre un cycle de Brayton.
De préférence, le système de conditionnement comporte au moins une sortie auxiliaire de puissance, alimentée par la turbine d’échappement de la turbomachine de chauffage, afin de fournir de la puissance mécanique à l’aéronef et/ou son environnement.
L’invention concerne également un ensemble d’un système de conditionnement, tel que présenté précédemment, et d’un turbomoteur d’aéronef dans lequel la sortie de carburant du système de conditionnement alimente le turbomoteur d’aéronef.
De préférence, l’ensemble comprend un générateur électrique relié à la sortie auxiliaire de puissance afin de fournir de la puissance électrique à l’aéronef et/ou son environnement.
La turbomachine de chauffage remplit avantageusement une double fonction en permettant, d’une part, d’apporter des calories et, d’autre part, d’alimenter la sortie auxiliaire de puissance. Ainsi, le système de conditionnement peut fournir du carburant à température/pression optimale mais également de la puissance locale, ce qui est avantageux pour un aéronef et évite l’utilisation de longs câbles pour alimenter des équipements proches du système de conditionnement.
De manière préférée, le turbomoteur d’aéronef possède une alimentation hybride en carburant et en électricité, le générateur électrique alimentant électriquement le turbomoteur d’aéronef. Ainsi, le turbomoteur est alimenté de manière hybride, en carburant et en électricité, un même turbomoteur, par exemple, une turbine à hydrogène ou une turbopompe. Le turbomoteur est ainsi alimenté de manière autonome par le système de conditionnement, ce qui réduit la complexité.
Selon un aspect de l’invention, l’ensemble comprend un dispositif d’ingestion de couche limite d’un aéronef, le dispositif d’ingestion de couche limite comprenant au moins un organe de propulsion, la sortie auxiliaire de puissance du système de conditionnement étant reliée au dispositif d’ingestion de couche limite de manière à entraîner au moins l’organe de propulsion. Ainsi, un système de conditionnement peut alimenter de manière autonome le ou les turbomoteurs de propulsion avec du carburant et le ou les dispositifs d’ingestion de couche limite avec un couple mécanique, ce qui simplifie l’architecture globale.
Selon un aspect de l’invention, l’ensemble comprend une pluralité de dispositifs d’ingestion de couche limite d’un aéronef, chaque dispositif d’ingestion de couche limite comprenant au moins un organe de propulsion. La sortie auxiliaire de puissance du système de conditionnement est reliée aux dispositifs d’ingestion de couche limite de manière à entraîner les organes de propulsion de manière distribuée.
L’invention concerne également un procédé de conditionnement de carburant au moyen d’un système de conditionnement, tel que présenté précédemment, pour alimenter un turbomoteur d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, procédé dans lequel :
  • la pompe prélève du carburant dans le réservoir cryogénique et le fait circuler d’amont en aval dans un circuit de carburant jusqu’à la sortie de carburant,
  • le carburant est réchauffé dans le circuit de carburant par le premier échangeur thermique alimenté par le circuit de chauffage dans lequel circule le fluide de chauffage,
  • la turbomachine de chauffage chauffe le fluide de chauffage dans le circuit de chauffage, la chambre de combustion de la turbomachine de chauffage étant alimentée par du fluide de chauffage et par du carburant issu du circuit de carburant et
  • le séparateur retire les composants issus du carburant dans le fluide de chauffage.
 PRESENTATION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables.
La est une représentation schématique d’une architecture pour le conditionnement de carburant d’un réservoir cryogénique jusqu’à un turbomoteur avec un système de conditionnement selon l’invention.
La est une représentation schématique d’une forme de réalisation du système de conditionnement.
La est une représentation schématique d’une deuxième forme de réalisation du système de conditionnement.
La est une représentation schématique des sources d’approvisionnement en air du système de conditionnement.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement. pour alimenter une turbine hybride à hydrogène.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement. pour alimenter un dispositif d’ingestion de couche limite d’un aéronef.
Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
 DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
En référence à la , il est représenté une architecture selon une forme de réalisation de l’invention pour conduire du carburant Q d’un réservoir cryogénique RC jusqu’à la chambre de combustion CC d’un turbomoteur T d’un aéronef.
Dans cet exemple, le carburant Q est de l’hydrogène liquide (H2) mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié.
Selon l’invention, il est prévu un système de conditionnement de carburant SC configuré pour alimenter la chambre de combustion CC du turbomoteur T à partir de carburant en phase liquide issu du réservoir cryogénique RC. Comme cela sera présenté par la suite, le système de conditionnement SC permet de réchauffer le carburant Q à une température optimale. Le système de conditionnement de carburant SC est relié au réservoir cryogénique RC par première conduite 11 et au turbomoteur T par une deuxième conduite 12.
En référence à la , le système de conditionnement SC comprend une pompe 1 configurée pour prélever du carburant Q issu du réservoir cryogénique RC et le faire circuler d’amont en aval dans un circuit de carburant CQ comprenant une sortie de carburant S1 du turbomoteur T. La pompe 1 permet d’augmenter la pression à une valeur élevée qui est suffisante pour entraîner le carburant Q vers le turbomoteur T en surmontant toutes les pertes de charge du système de conditionnement SC et des injecteurs de carburant du turbomoteur T.
Le système de conditionnement SC comprend un premier échangeur thermique 31 et un deuxième échangeur thermique 32 qui sont configurés pour réchauffer le carburant Q dans le circuit de carburant CQ. Le premier échangeur thermique 31 et le deuxième échangeur thermique 32 sont alimentés par un circuit de chauffage CN dans lequel circule un fluide de chauffage FN comprenant de l’azote N. De manière préférée, le fluide de chauffage FN comporte un mélange de diazote N2 et de dioxygène O2.
Le circuit de chauffage CN comporte également une turbomachine de chauffage 2 pour réchauffer le fluide de chauffage FN comme cela sera présenté par la suite.
Comme illustré à la , la turbomachine de chauffage 2 comprend un compresseur d’admission 21, une chambre de combustion 24 et une turbine d’échappement 22 configurée pour entrainer le compresseur d’admission 21, la chambre de combustion 24 étant alimentée par le fluide de chauffage FN et par du carburant Q issu du circuit de carburant CQ. Dans cet exemple, le compresseur d’admission 21 et la turbine d’échappement 22 sont reliés solidairement en rotation par un arbre 23. La turbomachine de chauffage 2 permet de prélever en amont un fluide de chauffage FN pour l’évacuer en aval après accélération et chauffage.
La turbomachine de chauffage 2 permet de mettre en œuvre un cycle de Brayton par combustion d’un mélange d’une fraction de fluide de chauffage FN et de carburant Q. dans cet exemple, la turbomachine de chauffage 2 est alimentée par combustion de dihydrogène H2 et de fluide de chauffage FN comprenant du diazote N2 et du dioxygène O2.
Lors de la combustion, le fluide de chauffage FN est chauffé et se charge en éléments issus du carburant Q. Dans cet exemple, avec comme carburant Q de l’hydrogène H2, le fluide de chauffage FN se charge en eau (H20) afin de former un fluide de chauffage d’échappement FNE comporte du diazote N2, du dioxygène O2 et de l’eau H20. Il va de soi que le fluide de chauffage d’échappement FNE pourrait être de nature différente en fonction du carburant consommé Q.
Le circuit de chauffage CN comporte une conduite de recyclage du fluide de chauffage d’échappement FNE, reliant le premier échangeur thermique 31 à la turbomachine de chauffage 2. La conduite de recyclage comprend un séparateur 34 configuré pour retirer les éléments issus du carburant Q, dans cet exemple de l’eau (H20). Le séparateur 34 se présent de manière préférée sous la forme d’un condenseur et/ ou séparateur. Ainsi, le fluide de chauffage FN est purifié et peut être de nouveau utilisé dans le circuit de chauffage CN qui forme ainsi une boucle de chauffage. De manière préférée, le circuit de chauffage CN est couplé au système d’inertage du réservoir cryogénique RC.
De manière préférée, toujours en référence à la , la conduite de recyclage comporte un mélangeur 35 configuré pour introduire un flux d’air A dans le circuit de chauffage CN afin que le flux d’air A se mélange avec le fluide de chauffage FN. Autrement dit, la turbomachine de chauffage 2 est alimentée avec un mélange de fluide de chauffage FN et de flux d’air A. Un tel mélangeur 35 permet avantageusement d’apporter de l’air A pour la combustion dans la turbomachine de chauffage 2. Dans cet exemple, le mélangeur 35 est relié à une entrée d’air EA pour prélever un flux d’air A. L’entrée d’air EA peut être alimentée à partir de plusieurs sources de natures hétérogènes. A titre d’exemple, en référence à la , l’entrée d’air EA alimente le système de conditionnement SC à partir de plusieurs sources 51-55 de manière alternative ou cumulative, en particulier, avec de l’air issu du compresseur du turbomoteur T, de l’air extérieur, de l’air de la cabine d’aéronef, de l’air de refroidissement d’huile, de l’air issu de la climatisation, de l’air extérieur comprimé par un compresseur dédié (ex. compresseur électrique), etc. Selon un aspect de l’invention, un séparateur (non représenté) permet de traiter le flux d’air A avant son admission dans le mélangeur 35 pour retirer l’eau (H20) présente dans le flux d’air A.
Dans cette forme de réalisation, le premier échangeur de chaleur 31 est alimenté avec un flux de fluide de chauffage d’échappement FNE issu de la turbomachine de chauffage 2 de manière à apporter des calories au carburant Q. De manière avantageuse, le fluide de chauffage FN est refroidi, ce qui lui permet d’assurer une fonction de purge/balayage de manière optimale. Le fluide de chauffage FN demeure ainsi dans un cycle cryogénique. Autrement dit, on tire avantage des frigories du carburant Q.
Le deuxième échangeur de chaleur 32, positionné en amont du premier échangeur de chaleur 31 dans le circuit de carburant CQ, est alimenté avec du fluide de chauffage FN destiné à la turbomachine de chauffage 2 (fluide de chauffage FN à l’admission) de manière à apporter des calories au carburant Q. Le deuxième échangeur de chaleur 32 permet de réduire la température du fluide de chauffage FN afin de réduire le travail du compresseur d’admission 21. Ainsi, on tire encore avantage des frigories du carburant Q.
Dans cet exemple, le deuxième échangeur de chaleur 32 est positionné dans le circuit de chauffage CN entre le mélangeur 35 et la turbomachine de chauffage 2. Ainsi, le deuxième échangeur de chaleur 32 est alimenté avec du fluide de chauffage FN mélangé avec un flux d’air A.
Le deuxième échangeur de chaleur 32 remplit une fonction de préchauffage par rapport au premier échangeur de chaleur 31 qui assure le réchauffage principal. Une telle organisation permet d’optimiser le rendement du chauffage et d’éviter la condensation et/ou le givrage de l’air au contact du carburant Q dans le premier échangeur thermique 31. Ainsi, la sortie de carburant S1 du circuit de carburant CQ est alimentée avec du carburant à température optimale.
Dans cet exemple, comme illustré à la , le système de conditionnement SC comporte en outre un récupérateur 33 configuré pour que le fluide de chauffage d’échappement FNE apporte des calories au fluide de chauffage FN. Avant admission dans la turbomachine de chauffage 2. Le fluide de chauffage FN permet ainsi de monter progressivement en température transmettant des calories de l’échappement vers l’admission.
Selon l’invention, la chambre de combustion 24 est alimentée par de l’air prélevé dans le flux d’air A et par du carburant Q issu du circuit de carburant CQ et prélevé juste en amont de la sortie de carburant S1. Ainsi, la chambre de combustion 24 de la turbomachine de chauffage 2 est alimentée avec du carburant Q à température optimale et à pression optimale.
La turbomachine de chauffage 2 se présente de manière préférée sous la forme d’une turbomachine à cycle de Brayton de manière à apporter des calories au carburant Q. Dans cet exemple, le système de conditionnement SC met en œuvre un cycle de Brayton « azote/air » qui est semi fermé, récupéré et pré-refroidi par la circulation du carburant Q.
L'utilisation d'azote dans le fluide de chauffage FN permet avantageusement au système de conditionnement SC de fonctionner à basse température, caractéristique d'un système cryogénique, tout en maintenant un haut niveau de sécurité. L’utilisation d’azote est avantageuse étant donné qu’un aéronef dispose généralement d’un réservoir d’azote pour conditionner le réservoir cryogénique RC ainsi que le système de carburant et les zones annexes. Ainsi, l’azote rempli avantageusement une double fonction de conditionnement et de chauffage. De manière avantageuse, le circuit de chauffage CN est alimenté par un réservoir d'azote, de préférence, couplé au système d’inertage du réservoir cryogénique RC. De manière avantageuse, le flux de fluide de chauffage FN, après passage par le séparateur 34, peut être utilisé pour alimenter le système d'inertage.
Le système de conditionnement SC comporte en outre une sortie auxiliaire de puissance S2 alimentée par la turbine d’échappement 22. La sortie auxiliaire de puissance S2 permet de prélever un couple sur la turbine d’échappement d’air 22 et de fournir en sortie un couple mécanique. Selon un aspect de l’invention, en référence à la , un générateur électrique G peut être couplé à la sortie auxiliaire de puissance S2 de manière à générer de l’énergie électrique à partir du couple mécanique. Le générateur électrique G peut être séparé du système de conditionnement SC ou intégré audit système de conditionnement SC.
Au cours des simulations, le cycle de Brayton peut atteindre un rendement allant jusqu'à 0,7 tout en alimentant la sortie auxiliaire de puissance S2.
Le débit de carburant Q nécessaire à la turbomachine de chauffage 2 est adapté en fonction de la température de carburant désirée au niveau de la sortie de carburant S1 et du besoin de puissance sur la sortie auxiliaire de puissance S2. Plus les besoins sont importants, plus le débit de carburant Q nécessaire à la turbomachine de chauffage 2 est élevé.
Un procédé de conditionnement de carburant Q au moyen d’un système de conditionnement SC selon l’invention va être dorénavant présenté en référence à la .
Au cours du procédé, la pompe 1 prélève du carburant dans le réservoir cryogénique RC et le fait circuler d’amont en aval dans le circuit de carburant CQ jusqu’à la sortie de carburant S1. Lors du pompage, la pression du carburant Q augmente.
Dans cet exemple, le carburant Q est tout d’abord réchauffé dans le circuit de carburant CQ par le deuxième échangeur thermique 32 par circulation d’un mélange du fluide de chauffage FN avec un flux d’air A issu de l’entrée d’air EA. Le flux d’air A permet avantageusement d’apporter des calories au fluide de chauffage FN.
Puis, le carburant Q est réchauffé dans le circuit de carburant CQ par le premier échangeur thermique 31 par circulation d’un fluide de chauffage issu de l’échappement FNE de la turbomachine de chauffage 2. Il en résulte que le fluide de chauffage issu de l’échappement FNE voit sa température baissée, ce qui est optimal pour un cycle cryogénique.
De manière avantageuse, le récupérateur 33 permet de mettre en relation deux portions du circuit de chauffage CN afin de réaliser un chauffage progressif par échange de calories.
La turbomachine de chauffage 2 permet de mettre en œuvre un cycle de Brayton pour apporter des calories directement au circuit de chauffage CN qui chauffe le circuit de carburant CQ. La chambre de combustion 24 de la turbomachine de chauffage 2 est alimentée par du fluide de chauffage FN et par du carburant Q issu du circuit de carburant CQ. Le séparateur 34 retire les composants issus du carburant Q dans le fluide de chauffage FN afin de permettre sa réutilisation en boucle.
La turbine d’échappement 22 de la turbomachine de chauffage 2 alimente avantageusement la sortie auxiliaire de puissance S2.
La température du carburant Q au niveau de la sortie de carburant S1 est augmentée de manière optimale par le système de conditionnement SC pour alimenter directement le turbomoteur T.
Le système de conditionnement SC selon l’invention est avantageux étant donné qu’il dispose, d’une part, d’une sortie de carburant S1 ayant une température et une pression optimales et, d’autre part, une sortie auxiliaire de puissance S2 pouvant fournir un couple mécanique ou une puissance électrique lorsqu’elle est associée à un générateur électrique G.
En référence à la , dans un premier exemple de mise en œuvre, le système de conditionnement SC est associé à une turbine à gaz électrique hybride 6 pour lui fournir sa puissance. La turbine à gaz électrique hybride 6 comprend un compresseur 61, une turbine 62, configurée pour entrainer le compresseur 61, et une chambre de combustion 63.
La sortie de carburant S1 du système de conditionnement SC alimente la chambre de combustion 63 de la turbine à gaz électrique hybride 6 tandis que la sortie auxiliaire de puissance S2 alimente électriquement, via un générateur électrique G, un moteur d’entrainement 611 de compresseur 61 et un moteur d’entrainement 621 de turbine 62. Autrement dit, toutes les sources de puissance sont fournies par le système de conditionnement SC, ce qui évite de recourir à une source électrique tierce qui augmente la masse et le câblage.
Cette architecture a été présentée pour une turbine à gaz électrique hybride 6 mais l’invention s’applique à tout système hybride nécessitant, d’une part, du carburant et, d’autre part, une source électrique ou un couple mécanique. A cet effet, le système de conditionnement SC peut avantageusement être associé à une turbopompe.
En référence à la , dans un deuxième exemple de mise en œuvre, le système de conditionnement SC est associé à un aéronef AV comportant un ou plusieurs turbomoteurs T ainsi qu’un ou plusieurs dispositifs d’ingestion de couche limite BLI. Un tel dispositif d’ingestion de couche limite BLI comporte un organe de propulsion, par exemple, une hélice carénée, qui est entrainée en rotation. Selon cette mise en œuvre, la sortie de carburant S1 du système de conditionnement SC alimente le ou les turbomoteurs de propulsion T de l’aéronef AV tandis que la sortie auxiliaire de puissance S2 est couplée mécaniquement au dispositif d’ingestion de couche limite BLI, notamment, à son organe de propulsion. Le système de conditionnement SC répond ainsi à tous les besoins de propulsion.
Dans les exemples précédents, il a été présenté une alimentation directe d’une chambre de combustion d’un turbomoteur T par la sortie de carburant S1 mais il va de soi que la sortie de carburant S1 pourrait alimenter un ou plusieurs échangeurs de chaleur puis alimenter le turbomoteur T. L’utilisation d’un tel échangeur de chaleur permet d’apporter des frigories au turbomoteur T ou à l’aéronef AV pour refroidir, par exemple, des composants électriques avant d’atteindre la chambre de combustion.
Grâce au système de conditionnement SC selon l’invention, on met en œuvre un circuit de chauffage CN en boucle qui est performant et qui tire avantage de la faible température du carburant. Cela permet avantageusement de disposer d’une sortie auxiliaire de puissance S2 pour alimenter directement des équipements de l’aéronef, en particulier, pour couvrir les besoins non propulsifs de l’aéronef (alimentation cabine, rechargement de batteries, etc.).

Claims (12)

  1. Ensemble d’un turbomoteur d’aéronef (6, T), d’un réservoir cryogénique (RC) et d’un système de conditionnement (SC) pour alimenter le turbomoteur d’aéronef (6, T) à partir de carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (RC), le système de conditionnement (SC) comprenant :
    • au moins une pompe (1) configurée pour prélever du carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (RC) et le faire circuler d’amont en aval dans un circuit de carburant (CQ) comprenant une sortie de carburant (S1) alimentant le turbomoteur d’aéronef (6, T),
    • un circuit de chauffage (CN),
    • au moins un premier échangeur thermique (31) configuré pour réchauffer le carburant (Q) dans le circuit de carburant (CQ), le premier échangeur (31) étant alimenté par le circuit de chauffage (CN) dans lequel circule un fluide de chauffage (FN) comprenant de l’azote,
    • au moins une turbomachine de chauffage (2), positionnée dans le circuit de chauffage (CN), comprenant un compresseur d’admission (21), une chambre de combustion (24) et une turbine d’échappement (22) configurée pour entrainer le compresseur d’admission (21), la chambre de combustion (24) étant alimentée par du fluide de chauffage (FN) et par du carburant (Q) issu du circuit de carburant (CQ) de manière à chauffer le fluide de chauffage (FN),
    • au moins un séparateur (34), positionné dans le circuit de chauffage (CN), configuré pour retirer les composants issus du carburant (Q) dans le fluide de chauffage (FN), et
    • un système d’inertage du réservoir cryogénique (RC), le circuit de chauffage (CN) étant couplé au système d’inertage.
  2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le système de conditionnement (SC) comprend au moins un mélangeur (35) configuré pour introduire un flux d’air (A) issu d’une entrée d’air (EA) dans le circuit de chauffage (CN) pour alimenter la turbomachine de chauffage (2).
  3. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel le système de conditionnement (SC) comprend un deuxième échangeur thermique (32) configuré pour réchauffer le carburant (Q) dans le circuit de carburant (CQ), le deuxième échangeur (32) étant alimenté par du fluide de chauffage (FN) préalablement à son admission dans la turbomachine de chauffage (2).
  4. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le système de conditionnement (SC) comprend au moins un récupérateur (33), positionné dans le circuit de chauffage (CN), configuré pour que le fluide de chauffage issu de l’échappement (FNE) apporte des calories au fluide de chauffage à l’admission (FN).
  5. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4 dans lequel le carburant (Q) est de l’hydrogène.
  6. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5 dans lequel le fluide de chauffage (FN) comporte du diazote (N2) et du dioxygène (O2).
  7. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 6 dans lequel le système de conditionnement (SC) comprend au moins une sortie auxiliaire de puissance (S2), alimentée par la turbine d’échappement (22) de la turbomachine de chauffage (2), afin de fournir de la puissance mécanique à l’aéronef (AV) et/ou son environnement.
  8. Ensemble selon la revendication 7, comprenant un générateur électrique (G) relié à la sortie auxiliaire de puissance (S2) afin de fournir de la puissance électrique à l’aéronef (AV) et/ou son environnement.
  9. Ensemble selon la revendication 8, dans lequel le turbomoteur d’aéronef (6, T) possède une alimentation hybride en carburant (Q) et en électricité, le générateur électrique (G) alimentant électriquement le turbomoteur d’aéronef (6, T).
  10. Ensemble selon la revendication 7, comprenant un dispositif d’ingestion de couche limite (BLI) d’un aéronef (AV), le dispositif d’ingestion de couche limite (BLI) comprenant au moins un organe de propulsion, la sortie auxiliaire de puissance (S2) du système de conditionnement (SC) étant reliée au dispositif d’ingestion de couche limite (BLI) de manière à entraîner au moins l’organe de propulsion.
  11. Ensemble selon la revendication 7, comprenant une pluralité de dispositifs d’ingestion de couche limite (BLI) d’un aéronef (AV), chaque dispositif d’ingestion de couche limite (BLI) comprenant au moins un organe de propulsion, la sortie auxiliaire de puissance (S2) du système de conditionnement (SC) étant reliée aux dispositifs d’ingestion de couche limite (BLI) de manière à entraîner les organes de propulsion de manière distribuée.
  12. Procédé de conditionnement de carburant (Q) au moyen du système de conditionnement (SC) pour alimenter le turbomoteur d’aéronef (6, T) à partir de carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (RC) d’un ensemble selon l’une des revendications 1 à 7, procédé dans lequel :
    • la pompe (1) prélève du carburant (Q) dans le réservoir cryogénique (RC) et le fait circuler d’amont en aval dans un circuit de carburant (CQ) jusqu’à la sortie de carburant (S1) alimentant le turbomoteur d’aéronef (6, T),
    • le carburant (Q) est réchauffé dans le circuit de carburant (CQ) par le premier échangeur thermique (31) alimenté par le circuit de chauffage (CN) dans lequel circule le fluide de chauffage (FN), le circuit de chauffage (CN) étant couplé au système d’inertage du réservoir cryogénique (RC),
    • la turbomachine de chauffage (2) chauffe le fluide de chauffage (FN) dans le circuit de chauffage (CN), la chambre de combustion (24) de la turbomachine de chauffage (2) étant alimentée par du fluide de chauffage (FN) et par du carburant (Q) issu du circuit de carburant (CQ) et
    • le séparateur (34) retire les composants issus du carburant (Q) dans le fluide de chauffage (FN).
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