EP4565778A1 - Système d'échappement pour turbomachine comprenant un échangeur de chaleur - Google Patents

Système d'échappement pour turbomachine comprenant un échangeur de chaleur

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EP4565778A1
EP4565778A1 EP23761173.6A EP23761173A EP4565778A1 EP 4565778 A1 EP4565778 A1 EP 4565778A1 EP 23761173 A EP23761173 A EP 23761173A EP 4565778 A1 EP4565778 A1 EP 4565778A1
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EP
European Patent Office
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exhaust system
pipes
heat exchanger
nozzle
turbomachine
Prior art date
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Pending
Application number
EP23761173.6A
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German (de)
English (en)
Inventor
Pierre Charles Caruel
Jean-Charles Michel Pierre Di Giovanni
Philippe Bienvenu
Pierre-François BEHAGHEL
Michel ROGNANT
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Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
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Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
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    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the present invention relates to heat recovery from the exhaust of a turbomachine.
  • the present invention relates to heat recovery with the aim of heating fuel and/or air intended to enter a combustion chamber of said turbomachine.
  • the invention applies to any type of exhaust system.
  • the turbomachine 2 comprises a fan 4 making it possible to recover air coming from the atmosphere outside the turbomachine 2, a compressor 6, a combustion chamber 8, a turbine 10, and an exhaust system 12.
  • a fan 4 making it possible to recover air coming from the atmosphere outside the turbomachine 2, a compressor 6, a combustion chamber 8, a turbine 10, and an exhaust system 12.
  • a heat source located nearby is favored so as to increase the thermal efficiency of the turbomachine 2.
  • a heat source is for example constituted by the gases leaving through the exhaust system 12, downstream of the turbine 10.
  • the positioning of a heat exchanger in the primary exhaust flow 14, for example in the form of fins positioned in the flow induces pressure losses in the turbomachine 2, which negatively impacts the thrust of the aircraft.
  • the positioning of a heat exchanger in the turbomachine 2 also harms the compactness of said turbomachine 2.
  • the present invention therefore aims to overcome the aforementioned drawbacks and to provide an exhaust system allowing efficient heat recovery at the exhaust of a turbomachine.
  • the invention is the result of technological research aimed at very significantly improving the performance of aircraft and, in this sense, contributes to reducing the environmental impact of aircraft.
  • the subject of the present invention is an exhaust system for a turbomachine comprising a nozzle delimiting at least partly a gas exhaust stream, the exhaust system further comprising a heat exchanger comprising at least one distributor, at least one collector and pipes configured to circulate a heat transfer fluid in said pipes between the distributor and the collector, the heat exchanger being configured to carry out thermal exchanges between the gas exhaust stream and the pipes, and the heat exchanger heat being positioned on the nozzle, the pipes being partially formed from a surface of the nozzle.
  • a heat exchanger comprising at least one distributor, at least one collector and pipes configured to circulate a heat transfer fluid in said pipes between the distributor and the collector, the heat exchanger being configured to carry out thermal exchanges between the gas exhaust stream and the pipes, and the heat exchanger heat being positioned on the nozzle, the pipes being partially formed from a surface of the nozzle.
  • the exhaust system according to the invention allows heat recovery at the level of the exhaust of a turbomachine at the periphery of the exhaust stream without inducing significant pressure losses for the turbomachine, the heat exchanger heat being particularly compact and non-invasive.
  • the nozzle comprises an annular external part and a central body, the heat exchanger being positioned on the external part and/or on the central body.
  • the external part of the nozzle comprises one or more annular sectors.
  • the pipes are positioned outside or inside the gas exhaust stream.
  • the pipes have a cross section of semi-circular, or rectangular, or bell-shaped, or semi-elliptical, or triangular shape.
  • the pipes extend longitudinally parallel to a longitudinal axis of the exhaust system, or transversely to the longitudinal axis.
  • the exhaust system is made of a material comprising a titanium alloy and/or a nickel alloy.
  • the heat exchanger is configured to carry out thermal exchanges between exhaust gases leaving through the gas exhaust stream and a heat transfer fluid circulating in the pipes, said heat transfer fluid comprising air and/or water vapor and/or water and/or fuel and/or oil and/or supercritical CO2 and/or liquid or gaseous hydrogen.
  • the present invention also relates to a turbomachine comprising a compressor, a combustion chamber and an exhaust system as defined previously, the heat exchanger being configured to heat fuel at the inlet of the combustion chamber and/or the air leaving the compressor before entering the combustion chamber.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine as defined above and/or an exhaust system as defined above.
  • the present invention further relates to the use of the exhaust system as defined above in a thermal management system for heating air or fuel in a turbomachine.
  • FIG 1 is a longitudinal and schematic sectional view of a turbomachine of an aircraft according to the state of the art
  • FIG 2 is a schematic longitudinal sectional view of a turbomachine of an aircraft according to the invention
  • FIG 3 is a schematic view of a first embodiment of an exhaust system for a turbomachine according to the invention.
  • FIG 4 is a schematic view of a first variant of the first embodiment of an exhaust system for a turbomachine illustrated in Figure 3;
  • FIG 5 is a schematic view of a second variant of the first embodiment of an exhaust system for a turbomachine illustrated in Figure 3;
  • FIG 6 is a schematic view of a third variant of the first embodiment of an exhaust system for a turbomachine illustrated in Figure 3;
  • FIG 7 is a schematic view of a second embodiment of an exhaust system for a turbomachine according to the invention.
  • FIG 8 is a schematic view of the first embodiment of an exhaust system of Figure 3 comprising an outer skin
  • FIG 9 is a schematic sectional view of pipes whose cross section is semi-circular.
  • FIG 10 is a schematic sectional view of pipes whose cross section is triangular.
  • a turbomachine 16 of an aircraft according to the invention is shown schematically in Figure 2.
  • the turbomachine 16 comprises a fan 4 making it possible to recover air coming from the atmosphere outside the turbomachine 16, a compressor 6, a combustion chamber 8, a turbine 10, and an exhaust system 18.
  • the exhaust system 12 comprises a nozzle 20 preferably comprising an annular external part 21 and a central body 22 forming an exhaust stream 24 of exhaust gas. annular section.
  • the exhaust system 18 also includes a heat exchanger 26 configured to heat fuel entering the combustion chamber 8 and/or air leaving the compressor 6 and before entering the combustion chamber 8.
  • FIG 3 shows schematically a first embodiment of an exhaust system 18 in which the heat exchanger 26 is positioned on the external part 21 of the nozzle 20, the central body 22 not being shown in Figure 3 as well as in the following figures.
  • the heat exchanger 26 can be positioned on the central body 22 of the exhaust system 18.
  • the heat exchanger 26 comprises at least one distributor 28, at least one collector 30 and pipes 32.
  • the distributor 28 is configured to inject a heat transfer fluid into the pipes 32 themselves configured to circulate said heat transfer fluid in said pipes 32 to a collector 30 configured to recover the heated heat transfer fluid.
  • the heat transfer fluid comprises for example air, and/or water vapor, and/or water, and/or fuel, and/or oil, and/or supercritical CO2 and /or liquid hydrogen, and/or fuel for supplying the turbomachine 16.
  • Liquid hydrogen can for example be used as fuel and is advantageously used as a heat transfer fluid since it is a fuel cold, its boiling temperature being around 20 Kelvin.
  • the pipes 32 are partially formed from a surface 34 of the external part 21 of the nozzle 20 or from a surface of the central body if necessary.
  • the surface is a surface of the nozzle wall, also called the primary exhaust wall, upon contact with which the exhaust gases are expelled.
  • the pipes 32, as well as the distributors 28 and collectors 30 are positioned in a preferred manner on the exterior surface 34 of the wall of the external part 21 of the nozzle 20, in other words outside the exhaust stream 24 in order to do not disrupt the flow exhaust.
  • the pipes 32 can nevertheless be positioned on the interior surface of the wall of the nozzle 20, in other words inside the exhaust vein 24.
  • the pipes 32 are distributed over the entire periphery of the vein exhaust 24.
  • the heat exchanger 26 is configured to carry out thermal exchanges between the gas exhaust stream 24 and the pipes 32 via the and/or the walls of the nozzle 20.
  • the exhaust system 18 as shown in Figure 3 comprises four annular sectors 36 of substantially the same dimensions, at least one collector 30, at least one distributor 28 and pipes 32 being positioned on each sector 36, the collector 30 and distributor 28 adjoining two different sectors 36 being connected by a tube 38.
  • the exhaust system 18 comprises a single annular sector or several annular sectors.
  • the pipes 32 extend along the periphery of the external part 21 of the nozzle 20, transversely to the longitudinal axis L of the exhaust system 18.
  • the heat exchanger 26 comprises non-bent pipes 32, the only curvature of which is the curvature of the external part 21 of the nozzle 20.
  • a first variant of the first embodiment is shown schematically in Figure 4.
  • the pipes 32 extend along the periphery of the external part 21 of the nozzle 20 in a winding manner.
  • the pipes 32 have bends 40 of angle substantially equal to 180° so that each collector 30 and distributor 28 includes few inlets and outlets towards pipes 32, in order to minimize the flow of fluid passing through the pipes 32. exchanger.
  • a second variant of the first embodiment is shown schematically in Figure 5.
  • This variant is identical to the embodiment of Figure 3, except that the pipes 32 extend longitudinally and substantially parallel to the longitudinal axis L of the exhaust system 18.
  • a third variant of the first embodiment is shown schematically in Figure 6.
  • This variant is identical to the embodiment of Figure 4, except that the pipes 32 extend longitudinally and substantially parallel to the longitudinal axis L of the exhaust system 18.
  • the pipes 32 also have angle bends 40 substantially equal to 180°.
  • FIG. 7 shows schematically a second embodiment of an exhaust system 18 in which the heat exchanger 26 is positioned on the external part 21 of the nozzle 20.
  • the pipes 32 are positioned inside the exhaust vein 24 while the distributors 28 and collectors 30 are positioned outside the exhaust vein 24.
  • the pipes 32 extend substantially parallel to the longitudinal axis L of the exhaust system 18.
  • This embodiment makes it possible to increase the heat exchange surface, at the expense of a slight pressure loss in the primary flow of the turbomachine.
  • the exhaust system 18 is made of a thermally resistant material, for example a material comprising a titanium alloy and/or a nickel alloy.
  • the exhaust system 18 can optionally comprise an outer skin 42, as illustrated in FIG. 8, arranged annularly around the heat exchanger 18 and serving as an aerodynamic fairing of the flow of the secondary vein or any other flow coming from the turbomachine.
  • the exhaust system can also include a flange 44 at the longitudinal end of the nozzle 20 so as to attach said nozzle 20 to the turbomachine 2.
  • the pipes 32 have for example a cross section of semi-circular, or rectangular, or bell-shaped, or semi-elliptical, or even triangular shape.
  • the shape of the section of the pipes 32 also allows the pipes to be easily dismantled during their manufacture.
  • Figure 9 shows schematically a sectional view of pipes 32 whose cross section is semi-circular.
  • the sectional view is here taken along the longitudinal axis of the exhaust system 18.
  • the pipes 32 shown are for example the pipes 32 presented in the embodiment of Figure 3. They are protected by the outer skin 42.
  • Figure 10 shows a sectional view of pipes 32 whose cross section is triangular.
  • the sectional view is taken transversely to the longitudinal axis L of the exhaust system 18.
  • the pipes 32 shown are for example the pipes 32 presented in the embodiment of Figure 7, in which the pipes 32 are positioned in the exhaust vein 24 and extend parallel to the longitudinal axis L of the exhaust system.
  • the triangular section of the pipes 32 allows a large heat exchange surface and a low pressure loss.
  • one of the sides of each pipe 32 is advantageously oriented radially in the direction of the longitudinal axis L, thus allowing easier demolding during the manufacture of the exhaust system 18.
  • manufacturing is preferably carried out by diffusion welding of a stack of several sheets, an inert gas being injected at the desired location of the pipes 32.
  • Diffusion welding makes it possible to avoid a reduction at the welds, and thus makes it possible to produce an exhaust system 18 having substantially the same properties as if the latter were made in a single piece.

Landscapes

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Abstract

Ce système d'échappement (18) pour turbomachine comprenant une tuyère (20) délimitant au moins en partie une veine d'échappement de gaz comprend un échangeur de chaleur (26) comprenant au moins un distributeur (28), au moins un collecteur (30) et des canalisations (32) configurés pour faire circuler un fluide caloporteur dans lesdites canalisations (32) entre le distributeur et le collecteur, l'échangeur de chaleur (26) étant configuré pour effectuer des échanges thermiques entre la veine d'échappement (24) de gaz et les canalisations (32), et l'échangeur de chaleur (26) étant positionné sur la tuyère (20), les canalisations (32) étant partiellement formées d'une surface (34) de la tuyère (20).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système d’échappement pour turbomachine comprenant un échangeur de chaleur
Domaine technique
La présente invention concerne la récupération de chaleur au niveau de l’ échappement d’une turbomachine.
En particulier, la présente invention concerne la récupération de chaleur dans le but de réchauffer du carburant et/ou de l’ air destiné à entrer dans une chambre de combustion de ladite turbomachine.
De manière générale, l’ invention s’ applique à tout type de système d’ échappement.
Techniques antérieures
On a représenté schématiquement sur la figure 1 une turbomachine 2 d’un aéronef selon l’état de la technique. La turbomachine 2 comprend une soufflante 4 permettant de récupérer de l’ air provenant de l’ atmosphère extérieure à la turbomachine 2, un compresseur 6, une chambre de combustion 8, une turbine 10, et un système d’ échappement 12. Dans la perspective d’ améliorer les performances des turbomachines, il est possible de réchauffer de l’ air sortant du compresseur 6 et/ou du carburant et/ou entrant dans la chambre de combustion 8 avec l’ air.
Une source de chaleur située à proximité est privilégiée de manière à augmenter le rendement thermique de la turbomachine 2. Une source de chaleur est par exemple constituée par les gaz sortant par le système d’ échappement 12, en aval de la turbine 10. Cependant, le positionnement d’un échangeur de chaleur dans le flux primaire d’ échappement 14, par exemple sous forme d’ ailettes positionnées dans le flux, induit des pertes de charges de la turbomachine 2, ce qui impacte négativement la poussée de l’ aéronef. Le positionnement d’un échangeur de chaleur dans la turbomachine 2 nuit également à la compacité de ladite turbomachine 2. Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir un système d’ échappement permettant la récupération efficace de chaleur au niveau de l’ échappement d’une turbomachine. A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’ impact environnemental des aéronefs.
La présente invention a pour objet un système d’ échappement pour turbomachine comprenant une tuyère délimitant au moins en partie une veine d’ échappement de gaz, le système d’échappement comprenant en outre un échangeur de chaleur comprenant au moins un distributeur, au moins un collecteur et des canalisations configurés pour faire circuler un fluide caloporteur dans lesdites canalisations entre le distributeur et le collecteur, l’ échangeur de chaleur étant configuré pour effectuer des échanges thermiques entre la veine d’échappement de gaz et les canalisations, et l’ échangeur de chaleur étant positionné sur la tuyère, les canalisations étant partiellement formées d’une surface de la tuyère.
Ainsi, le système d’échappement selon l’invention permet la récupération de chaleur au niveau de l’ échappement d’une turbomachine en périphérie de la veine d’ échappement sans induire d’importantes pertes de charge pour la turbomachine, l’ échangeur de chaleur étant particulièrement compact et non invasif.
De préférence, la tuyère comprend une partie externe annulaire et un corps central, l’ échangeur de chaleur étant positionné sur la partie externe et/ou sur le corps central.
Avantageusement, la partie externe de la tuyère comprend un ou plusieurs secteurs annulaires.
Dans différents modes de réalisations, les canalisations sont positionnées à l’ extérieur ou à l’ intérieur de la veine d’ échappement de gaz.
Dans un mode de réalisation, les canalisations ont une section transversale de forme semi-circulaire, ou rectangulaire, ou en cloche, ou semi-elliptique, ou triangulaire. Avantageusement, les canalisations s’ étendent longitudinalement parallèlement à un axe longitudinal du système d’ échappement, ou transversalement à l’ axe longitudinal.
Dans un mode de réalisation, le système d’échappement est réalisé dans un matériau comprenant un alliage de titane et/ou un alliage de nickel.
Avantageusement, l’ échangeur de chaleur est configuré pour effectuer des échanges thermiques entre des gaz d’échappement sortant par la veine d’ échappement de gaz et un fluide caloporteur circulant dans les canalisations, ledit fluide caloporteur comprenant de l’ air et/ou de la vapeur d’ eau et/ou de l’ eau et/ou du carburant et/ou de l’huile et/ou du CO2 supercritique et/ou de l’hydrogène liquide ou gazeux.
La présente invention a également pour objet une turbomachine comprenant un compresseur, une chambre de combustion et un système d’ échappement tel que défini précédemment, l’ échangeur de chaleur étant configuré pour réchauffer du carburant en entrée de la chambre de combustion et/ou de l’ air en sortie du compresseur avant l’ entrée dans la chambre de combustion.
La présente invention a également pour objet un aéronef comprenant une turbomachine telle que définie précédemment et/ou un système d’ échappement tel que défini précédemment.
La présente invention concerne en outre l’utilisation du système d’ échappement tel que défini précédemment dans un système de gestion thermique pour le réchauffage d’ air ou de carburant dans une turbomachine.
Brève description des dessins
D’ autres buts, caractéristiques et avantages de l’ invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig 1 ] est une vue en coupe longitudinale et schématique d’une turbomachine d’un aéronef selon l’état de la technique ; [Fig 2] est une vue en coupe longitudinale et schématique d’une turbomachine d’un aéronef selon l’invention ;
[Fig 3] est une vue schématique d’un premier mode de réalisation d’un système d’ échappement pour turbomachine selon l’invention ;
[Fig 4] est une vue schématique d’une première variante au premier mode de réalisation d’un système d’ échappement pour turbomachine illustré sur la figure 3 ;
[Fig 5] est une vue schématique d’une deuxième variante au premier mode de réalisation d’un système d’ échappement pour turbomachine illustré sur la figure 3 ;
[Fig 6] est une vue schématique d’une troisième variante au premier mode de réalisation d’un système d’ échappement pour turbomachine illustré sur la figure 3 ;
[Fig 7] est une vue schématique d’un deuxième mode de réalisation d’un système d’ échappement pour turbomachine selon l’ invention ;
[Fig 8] est une vue schématique du premier mode de réalisation d’un système d’ échappement de la figure 3 comprenant une peau extérieure ;
[Fig 9] est une vue schématique en coupe de canalisations dont la section transversale est semi-circulaire ; et
[Fig 10] est une vue schématique en coupe de canalisations dont la section transversale est triangulaire.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
On a représenté schématiquement sur la figure 2 une turbomachine 16 d’un aéronef selon l’invention. La turbomachine 16 comprend une soufflante 4 permettant de récupérer de l’ air provenant de l’ atmosphère extérieure à la turbomachine 16, un compresseur 6, une chambre de combustion 8, une turbine 10, et un système d’ échappement 18.
En particulier, le système d’ échappement 12 comprend une tuyère 20 comprenant de préférence une partie externe 21 annulaire et un corps central 22 formant une veine d’ échappement 24 de gaz de section annulaire. Le système d’ échappement 18 comprend également un échangeur de chaleur 26 configuré pour réchauffer du carburant en entrée de la chambre de combustion 8 et/ou de l’ air en sortie du compresseur 6 et avant l’ entrée dans la chambre de combustion 8.
On a représenté schématiquement sur la figure 3 un premier mode de réalisation d’un système d’ échappement 18 dans lequel l’ échangeur de chaleur 26 est positionné sur la partie externe 21 de la tuyère 20, le corps central 22 n’étant pas représenté sur la figure 3 ainsi que sur les figures suivantes. En variante, par analogie, l’ échangeur de chaleur 26 peut être positionné sur le corps central 22 du système d’ échappement 18.
L’ échangeur de chaleur 26 comprend au moins un distributeur 28, au moins un collecteur 30 et des canalisations 32.
Le distributeur 28 est configuré pour injecter un fluide caloporteur dans les canalisations 32 elles-mêmes configurées pour faire circuler ledit fluide caloporteur dans lesdites canalisations 32 jusqu’ à un collecteur 30 configuré pour récupérer le fluide caloporteur réchauffé.
Le fluide caloporteur comprend par exemple de l’ air, et/ou de la vapeur d’ eau, et/ou de l’ eau, et/ou du carburant, et/ou de l’huile, et/ou du CO2 supercritique et/ou de l’hydrogène liquide, et/ou du carburant pour l’ alimentation de la turbomachine 16. L’hydrogène liquide peut par exemple être utilisé comme carburant et est avantageusement utilisé comme fluide caloporteur puisqu’il s’ agit d’un carburant froid, sa température d’ébullition étant d’ environ 20 Kelvin.
Les canalisations 32 sont partiellement formées d’une surface 34 de la partie externe 21 de la tuyère 20 ou d’une surface du corps central le cas échéant. La surface est une surface de la paroi de la tuyère, également appelée paroi d’ échappement primaire, au contact de laquelle sont expulsés les gaz d’ échappement.
Les canalisations 32, ainsi que les distributeurs 28 et collecteurs 30 sont positionnés de manière privilégiée sur la surface 34 extérieure de la paroi de la partie externe 21 de la tuyère 20, autrement dit à l’ extérieur de la veine d’ échappement 24 afin de ne pas perturber le flux d’ échappement. En variante, les canalisations 32 peuvent néanmoins être positionnées sur la surface intérieure de la paroi de la tuyère 20, autrement dit à l’ intérieur de la veine d’ échappement 24. Avantageusement, les canalisations 32 sont réparties sur toute la périphérie de la veine d’ échappement 24.
Ainsi, l’ échangeur de chaleur 26 est configuré pour effectuer des échanges thermiques entre la veine d’ échappement 24 de gaz et les canalisations 32 via la et/ou les parois de la tuyère 20.
Le système d’ échappement 18 tel que représenté sur la figure 3 comprend quatre secteurs annulaires 36 sensiblement de mêmes dimensions, au moins un collecteur 30, au moins un distributeur 28 et des canalisations 32 étant positionnés sur chaque secteur 36, les collecteur 30 et distributeur 28 mitoyens sur deux secteurs 36 différents étant reliés par un tube 38. En variante, le système d’ échappement 18 comprend un seul secteur annulaire ou plusieurs secteurs annulaires.
Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 3, les canalisations 32 s’ étendent le long de la périphérie de la partie externe 21 de la tuyère 20, transversalement à l’ axe longitudinal L du système d’ échappement 18.
De plus, l’échangeur de chaleur 26 comprend des canalisations 32 non coudées, dont la seule courbure est la courbure de la partie externe 21 de la tuyère 20.
On a représenté schématiquement sur la figure 4 une première variante au premier mode de réalisation.
Dans cette première variante, les canalisations 32 s’ étendent le long de la périphérie de la partie externe 21 de la tuyère 20 en serpentant. En particulier, les canalisations 32 présentent des coudes 40 d’ angle sensiblement égal à 180° de sorte que chaque collecteur 30 et distributeur 28 comprend peu d’ entrées et de sorties vers des canalisations 32, afin de minimiser le débit de fluide traversant l’ échangeur.
On a représenté schématiquement sur la figure 5 une deuxième variante au premier mode de réalisation. Cette variante est identique au mode de réalisation de la figure 3, excepté que les canalisations 32 s’ étendent longitudinalement et sensiblement parallèlement à l’ axe longitudinal L du système d’ échappement 18.
On a représenté schématiquement sur la figure 6 une troisième variante au premier mode de réalisation. Cette variante est identique au mode de réalisation de la figure 4, excepté que les canalisations 32 s’ étendent longitudinalement et sensiblement parallèlement à l’ axe longitudinal L du système d’ échappement 18. Les canalisations 32 présentent également des coudes 40 d’ angle sensiblement égal à 180° .
On a représenté schématiquement sur la figure 7 un deuxième mode de réalisation d’un système d’ échappement 18 dans lequel l’ échangeur de chaleur 26 est positionné sur la partie externe 21 de la tuyère 20.
Dans ce mode de réalisation, les canalisations 32 sont positionnées à l’intérieur de la veine d’ échappement 24 tandis que les distributeurs 28 et collecteurs 30 sont positionnés à l’ extérieur de la veine d’échappement 24. Les canalisations 32 s’ étendent sensiblement parallèlement à l’ axe longitudinal L du système d’ échappement 18.
Ce mode de réalisation permet d’ augmenter la surface d’échange thermique, au détriment d’une légère perte de charge du flux primaire de la turbomachine.
Dans chaque mode de réalisation, le système d’ échappement 18 est réalisé dans un matériau thermiquement résistant, par exemple un matériau comprenant un alliage de titane et/ou un alliage de nickel.
Dans chaque mode de réalisation, le système d’ échappement 18 peut optionnellement comprendre une peau extérieure 42, telle qu’ illustrée sur la figure 8 , disposée annulairement autour de l’ échangeur de chaleur 18 et servant de carénage aérodynamique de l’ écoulement de la veine secondaire ou de tout autre écoulement issu de la turbomachine. Le système d’ échappement peut également comprendre une bride 44 à l’ extrémité longitudinale de la tuyère 20 de manière à attacher ladite tuyère 20 à la turbomachine 2.
Dans différents modes de réalisations, les canalisations 32 ont par exemple une section transversale de forme semi-circulaire, ou rectangulaire, ou en cloche, ou semi-elliptique, ou encore triangulaire. La forme de la section des canalisations 32 permet en outre aux canalisations d’ être facilement démontables lors de leur fabrication.
On a représenté schématiquement sur la figure 9 une vue en coupe de canalisations 32 dont la section transversale est semi- circulaire. La vue en coupe est ici réalisée selon l’ axe longitudinal du système d’ échappement 18. Les canalisations 32 représentées sont par exemple les canalisations 32 présentées dans le mode de réalisation de la figure 3. Elles sont protégées par la peau extérieure 42.
On a représenté sur la figure 10 une vue en coupe de canalisations 32 dont la section transversale est triangulaire. La vue en coupe est réalisée transversalement à l’ axe longitudinal L du système d’ échappement 18. Les canalisations 32 représentées sont par exemple les canalisations 32 présentées dans le mode de réalisation de la figure 7, dans lequel les canalisations 32 sont positionnées dans la veine d’ échappement 24 et s’ étendent parallèlement à l’ axe longitudinal L du système d’échappement. La section triangulaire des canalisations 32 permet une grande surface d’ échange thermique et une faible perte de charge. De plus, l’un des côtés de chaque canalisation 32 est avantageusement orienté radialement en direction de l’ axe longitudinal L, permettant ainsi un démoulage facilité lors de la fabrication du système d’ échappement 18.
De plus, pour chaque mode de réalisation, la fabrication s’ effectue préférentiellement par soudage par diffusion d’un empilement de plusieurs tôles, un gaz inerte étant injecté à l’ emplacement désiré des canalisations 32. Le soudage par diffusion permet d’ éviter un abattement au niveau des soudures, et permet ainsi de réaliser un système d’ échappement 18 ayant sensiblement les mêmes propriétés que si ce dernier était réalisé d’une seule pièce.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système d’ échappement ( 18) pour turbomachine ( 16) comprenant une tuyère (20) délimitant au moins en partie une veine d’ échappement (24) de gaz, caractérisé en ce qu’ il comprend un échangeur de chaleur (26) comprenant au moins un distributeur (28), au moins un collecteur (30) et des canalisations (32) configurés pour faire circuler un fluide caloporteur dans lesdites canalisations (32) entre le distributeur (28) et le collecteur (30), l’ échangeur de chaleur (26) étant configuré pour effectuer des échanges thermiques entre la veine d’ échappement (24) de gaz et les canalisations (32) , et l’ échangeur de chaleur (26) étant positionné sur la tuyère (20), les canalisations (32) étant partiellement formées d’une surface (34) de la tuyère (20) .
2. Système d’échappement selon la revendication 1 , dans lequel la tuyère (20) comprend une partie externe (21 ) annulaire et un corps central (22), l’échangeur de chaleur (26) étant positionné sur la partie externe (21 ) et/ou sur le corps central (22).
3. Système d’échappement selon la revendication 2, dans lequel la partie externe (21 ) de la tuyère (20) comprend un ou plusieurs secteurs annulaires (36) .
4. Système d’ échappement selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel les canalisations (32) sont positionnées à l’ extérieur ou à l’intérieur de la veine d’ échappement (24) de gaz.
5. Système d’ échappement selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les canalisations (32) s’ étendent longitudinalement parallèlement à un axe longitudinal (L) du système d’ échappement, ou transversalement à l’ axe longitudinal (L).
6. Système d’ échappement selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, réalisé dans un matériau comprenant un alliage de titane et/ou un alliage de nickel.
7. Système d’ échappement selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l’ échangeur de chaleur (26) est configuré pour effectuer des échanges thermiques entre des gaz d’ échappement sortant par la veine d’ échappement (24) de gaz et un fluide caloporteur circulant dans les canalisations (32), ledit fluide caloporteur comprenant de l’ air et/ou de la vapeur d’ eau et/ou de l’ eau et/ou du carburant et/ou de l’huile et/ou du CO2 supercritique et/ou de l’hydrogène liquide ou gazeux.
8. Turbomachine ( 16) comprenant un compresseur (6) et une chambre de combustion (8), caractérisée en ce qu’ elle comprend un système d’ échappement ( 18) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, l’ échangeur de chaleur (26) étant configuré pour réchauffer du carburant en entrée de la chambre de combustion (8) et/ou de l’ air en sortie du compresseur (6) avant l’ entrée dans la chambre de combustion (8) .
9. Aéronef caractérisé en ce qu’ il comprend une turbomachine ( 16) selon la revendication 8 ou un système d’échappement ( 18) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.
10. Utilisation du système d’échappement ( 18) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7 dans un système de gestion thermique pour le réchauffage d’ air ou de carburant dans une turbomachine ( 16).
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