FR3145191A1 - Système de conditionnement de carburant pour alimenter un turbomoteur propulsif d’aéronef, aéronef et procédé associés - Google Patents

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Abstract

Un système de conditionnement de carburant (SC) configuré pour alimenter au moins un turbomoteur propulsif (TP) d’aéronef à partir d’un flux de carburant (Q) issu d’au moins un réservoir cryogénique (RC) comprenant au moins une turbomachine non-propulsive (1) comprenant une chambre de combustion (13) configurée pour évacuer un flux d’air d’échappement (AE) chargé de calories pour entrainer en rotation une turbine (16), un circuit d’air d’échappement reliant la turbomachine non-propulsive (1) à un échangeur de chaleur (2), monté dans le circuit de carburant (CQ), configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement (AE) pour chauffer le flux de carburant (Q), et au moins un organe de répartition commandable (3) monté dans le circuit d’air d’échappement configuré pour réguler la quantité du flux d’air d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur (2). Figure de l’abrégé : Figure 3

Description

Système de conditionnement de carburant pour alimenter un turbomoteur propulsif d’aéronef, aéronef et procédé associés
La présente invention concerne le domaine des aéronefs comportant un ou plusieurs turbomoteurs propulsifs alimentés par du carburant stocké dans un ou plusieurs réservoirs cryogéniques. Par « propulsif », on entend que le turbomoteur est apte à fournir une poussée utile à l’aéronef lors de son vol.
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, l’hydrogène 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 une chambre de combustion d’un turbomoteur, le carburant doit être chauffé afin de permettre une combustion optimale.
En pratique, l’étape de chauffage du carburant est énergivore et nécessite de prélever des calories sur des sources chaudes de l’aéronef. En référence à la , il est connu d’alimenter un turbomoteur propulsif TP avec du carburant Q issu d’un réservoir cryogénique RC. Un échangeur de chaleur 100 est monté dans le circuit de carburant afin de chauffer le carburant à partir de chaleur CTP prélevée dans le turbomoteur propulsif TP. Le carburant Q, liquide dans le réservoir cryogénique RC, devient gazeux pour pouvoir être consommé dans une chambre de combustion CC du turbomoteur propulsif TP. La chaleur générée CTP par le turbomoteur propulsif TP dépend du régime du turbomoteur propulsif TP ainsi que des conditions extérieures. Aussi, en pratique, la chaleur générée CTP n’est pas toujours adaptée aux besoins de chauffage.
Un des objectifs de la présente invention est de proposer un système de conditionnement qui permette de réaliser un chauffage qui soit indépendant du régime du turbomoteur propulsif tout en ayant un encombrement faible et une masse réduite.
 PRESENTATION DE L’INVENTION
L’invention concerne un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter au moins un turbomoteur propulsif d’aéronef à partir d’un flux de carburant issu d’au moins un réservoir cryogénique, le système de conditionnement comprenant :
  • un circuit de carburant configuré pour relier le réservoir cryogénique au turbomoteur propulsif,
  • au moins une turbomachine non-propulsive comprenant un compresseur configuré pour être alimenté par un flux d’air issu d’une entrée d’air, une turbine reliée au compresseur par un arbre de turbomachine et une chambre de combustion configurée pour évacuer un flux d’air d’échappement chargé de calories pour entrainer en rotation la turbine,
  • un circuit d’air d’échappement reliant la turbomachine non-propulsive à un échangeur de chaleur, monté dans le circuit de carburant, configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement pour chauffer le flux de carburant, et
  • au moins un organe de répartition commandable monté dans le circuit d’air d’échappement configuré pour réguler la quantité du flux d’air d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur.
Grâce à l’invention, la turbomachine non-propulsive permet d’apporter les calories nécessaires au chauffage du carburant de manière indépendante au turbomoteur propulsif. De manière avantageuse, la régulation du chauffage est réalisée par la régulation de la quantité du flux d’air d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur. Cela permet avantageusement à la turbomachine non-propulsive de fonctionner à régime constant à son rendement optimal. La régulation du chauffage est avantageusement simple à piloter.
Selon un aspect de l’invention, l’organe de répartition commandable est configuré pour répartir le flux d’air d’échappement selon un premier flux d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur et selon un deuxième flux d’échappement contournant l’échangeur de chaleur.
Un tel organe de répartition est simple à mettre en œuvre et peut être intégré de manière pratique à une turbomachine non-propulsive, ce qui limite l’encombrement.
Selon un aspect de l’invention, la turbomachine non-propulsive comportant un carter extérieur, l’échangeur de chaleur et l’organe de répartition commandable sont montés dans le carter extérieur. La turbomachine non-propulsive remplit ainsi sa nouvelle fonction de chauffage de manière intégrée et peut être installée en lieu et place d’une turbomachine non-propulsive selon l’art antérieur, en particulier une turbomachine non-propulsive du type « APU ».
Selon un aspect de l’invention, la turbomachine non-propulsive est reliée à une génératrice d’électricité configurée pour alimenter au moins un équipement non-propulsif de l’aéronef. Ainsi, la turbomachine non-propulsive permet de répondre aux besoins en énergie électrique des équipements non propulsifs de l’aéronef.
Selon un aspect de l’invention, le système de conditionnement de carburant comprend un dispositif de conditionnement d’air de cabine, la turbomachine non-propulsive est configurée pour alimenter le dispositif de conditionnement d’air de cabine avec un flux d’air sous pression. Ainsi, la turbomachine non-propulsive permet de répondre aux besoins pneumatiques des équipements non propulsifs de l’aéronef.
Selon un aspect de l’invention, le système de conditionnement de carburant comprend au moins un capteur de température configuré pour mesurer la température du flux de carburant en amont du turbomoteur propulsif et un calculateur de contrôle configuré pour commander l’organe de répartition commandable en fonction de ladite température du flux de carburant. Un pilotage en température est simple à mettre en œuvre. En outre, une régulation par la quantité du flux d’air d’échappement permet de répondre aux besoins de chauffage de manière réactive.
L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins deux turbomoteurs propulsifs et au moins un système de conditionnement tel que présenté précédemment pour alimenter lesdits turbomoteurs propulsifs.
Selon un aspect de l’invention, le système de conditionnement comporte au moins deux turbomachines non-propulsives, chaque turbomachine non-propulsive est dimensionnée pour chauffer le flux de carburant nécessaire pour l’ensemble des turbomoteurs propulsifs en vol. Ainsi, en cas de défaillance, il existe une redondance optimale.
Selon un aspect de l’invention, l’aéronef comprend une pluralité d’équipements non propulsifs, chaque turbomachine non-propulsive est dimensionnée pour fournir l’énergie pour l’ensemble des équipements non propulsifs de l’aéronef. Ainsi, en cas de défaillance, il existe une redondance optimale.
L’invention concerne également un procédé de conditionnement d’un flux de carburant issu d’au moins un réservoir cryogénique pour alimenter au moins un turbomoteur propulsif au moyen d’un système de conditionnement selon l’une des revendications 1 à 6, le procédé comprenant des étapes consistant à :
  • Générer un flux d’air d’échappement chargé de calories avec la turbomachine non-propulsive,
  • Prélever des calories avec l’échangeur de chaleur dans le flux d’air d’échappement pour chauffer le flux de carburant, et
  • Réguler la quantité du flux d’air d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur avec l’organe de répartition commandable.
Selon un aspect de l’invention, le procédé comprend une étape consistant à répartir le flux d’air d’échappement selon un premier flux d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur et selon un deuxième flux d’échappement contournant l’échangeur de chaleur, le premier flux d’échappement ayant un débit supérieur au deuxième flux d’échappement lorsque l’aéronef est en phase de décollage. De manière avantageuse, les calories du flux d’air d’échappement sont apportées en priorité à l’échangeur de chaleur lors du décollage pour permettre un chauffage d’un grand débit de carburant.
Selon un aspect de l’invention, le premier flux d’échappement a un débit inférieur au deuxième flux d’échappement lorsque l’aéronef est au sol. Le chauffage est réduit ou stoppé au sol lorsque les turbomoteurs propulsifs sont éteints.
Selon un aspect de l’invention, le procédé comprend une étape consistant à charger la turbomachine non-propulsive en énergie lorsque les besoins en chauffage sont supérieurs à un seuil prédéterminé. Le chargement de la turbomachine non-propulsive peut être réalisé par admission d’une plus grande quantité d’air dans la turbomachine non-propulsive ou par chauffage additionnel dudit air.
Selon un aspect de l’invention, le procédé comprend une étape consistant à alimenter les équipements non-propulsifs de l’aéronef uniquement avec la turbomachine non-propulsive. Ainsi, on spécialise les turbomoteurs propulsifs qui sont avantageusement dédiés pour fournir la poussée lors du vol de l’aéronef.
 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’un système de conditionnement de carburant d’un réservoir cryogénique jusqu’à un turbomoteur propulsif selon l’art antérieur.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant d’un réservoir cryogénique jusqu’à un turbomoteur propulsif comprenant une turbomachine non-propulsive selon une forme de réalisation de l’invention.
La est une représentation schématique de la turbomachine non propulsive de la intégrant un échangeur de chaleur et un organe de répartition commandable.
La , la et la représentent de manière schématique plusieurs positions de l’organe de répartition commandable.
La et la représentent de manière schématique un aéronef comprenant un système de conditionnement selon une forme de réalisation de l’invention.
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 un système de conditionnement de carburant SC selon une forme de réalisation de l’invention pour conduire un flux de carburant Q d’un réservoir cryogénique RC jusqu’à la chambre de combustion CC d’un turbomoteur propulsif TP d’un aéronef.
Dans cet exemple, le carburant est de l’hydrogène liquide mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié. L’hydrogène est stocké à une température de l’ordre de 20 à 22 Kelvins (- 253 à -251°C) dans le ou les réservoirs cryogéniques RC de l’aéronef.
Selon l’invention, le système de conditionnement de carburant SC est configuré pour alimenter la chambre de combustion CC du turbomoteur propulsif TP 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 à une température optimale.
En référence à la , le système de conditionnement SC comprend un circuit de carburant CQ dans lequel circule d’amont en aval un flux de carburant Q. Le circuit de carburant CQ (en tirets rapprochés sur la ) comprend ainsi une entrée configurée pour être connecté fluidiquement au réservoir cryogénique RC et une sortie configurée pour être connectée fluidiquement au turbomoteur propulsif TP.
En référence à la , le système de conditionnement SC comprend en outre une turbomachine non-propulsive 1 configurée pour assurer les besoins en énergie des différents équipements de l’aéronef, par exemple, la climatisation, l’alimentation électrique des dispositifs de pilotage ou de divertissement, etc.
En particulier, la turbomachine non-propulsive 1 est configurée pour assurer les besoins en électricité et en air de l’aéronef lorsque celui-ci est au sol et que les turbomoteurs propulsifs TP sont éteints. Une telle turbomachine non-propulsive 1 est connue de l’homme du métier sous son acronyme anglais « APU » pour « Auxiliary Power Unit ». Par « non-propulsive », on entend que la turbomachine non-propulsive 1 n’est pas apte à fournir une poussée utile à l’aéronef lors du vol de l’aéronef.
Comme cela sera présenté par la suite, la turbomachine non-propulsive 1 est également adaptée pour assurer les besoins en énergie des différents équipements de l’aéronef en vol afin d’éviter des prélèvements d’énergie sur le turbomoteur propulsif TP.
Dans cet exemple, en référence à la , la turbomachine non-propulsive 1 est une turbomachine à double corps et comporte un compresseur basse pression 11 configuré pour être alimenté par un flux d’air A issu d’une entrée d’air EA, un compresseur haute pression 12, une chambre de combustion 13, une turbine haute pression 14 reliée au compresseur haute pression 12 par un arbre haute pression 15, une turbine basse pression 16 reliée au compresseur basse pression 11 par un arbre basse pression 17. Il va de soi que la turbomachine non-propulsive 1 pourrait être une turbomachine à simple corps. Lors du fonctionnement de la turbomachine non-propulsive 1, la chambre de combustion 13 génère un flux d’air d’échappement AE permettant de générer de l’énergie mécanique via la turbine basse pression 16 qui peut entrainer l’arbre basse pression 17 et le compresseur basse pression 11.
Comme illustré à la et à la , la turbomachine non-propulsive 1 est reliée à une génératrice d’électricité 4 configurée pour alimenter un réseau électrique de l’aéronef lorsqu’il est au sol. Dans cet exemple, la génératrice d’électricité 4 est reliée à l’arbre basse pression 17.
Toujours en référence à la et à la , la turbomachine non-propulsive 1 est reliée à un dispositif de conditionnement d’air de cabine 5 afin de l’alimenter en air sous pression. Le dispositif de conditionnement d’air de cabine 5 est connu de l’homme du métier sous son acronyme anglais « ECS » pour « Environment Control System ». En référence à la , un flux d’air sous pression est prélevé entre le compresseur basse pression 11 et le compresseur haute pression 12.
Selon une variante de l’invention, la turbomachine non-propulsive 1 est configurée pour fournir un couple moteur (énergie mécanique) afin d’alimenter un équipement de l’aéronef.
Selon l’invention, en référence à la , le système de conditionnement SC comprend un circuit d’air d’échappement reliant la turbomachine non-propulsive 1 à un échangeur de chaleur 2, monté dans le circuit de carburant CQ, configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement AE pour chauffer le flux de carburant Q.
Les calories générées par une turbomachine non-propulsive 1 du type APU sont avantageusement utilisées pour chauffer le carburant. Cela est d’autant plus avantageux qu’une telle turbomachine non-propulsive 1 est traditionnellement utilisée au sol et non en vol. Grâce à l’invention, la turbomachine non-propulsive 1 permet de répondre au sol aux besoins en électricité et en air sous pression tandis qu’en vol et lors du décollage la turbomachine non-propulsive 1 permet de répondre en outre aux besoins en chauffage du flux de carburant Q.
Différents types de technologies peuvent être mis en œuvre dans l’échangeur de chaleur 2, à savoir, une technologie tubulaire, une technologie à plaques, une technologie à ailettes, etc.
En référence à la , la turbomachine non-propulsive 1 comporte un carter extérieur 10, en particulier, un carter de tuyère. L’échangeur de chaleur 2 est monté dans le carter extérieur 10 de manière à augmenter la compacité. Dans cet exemple, l’échangeur de chaleur 2 possède une forme annulaire. Autrement dit, l’échangeur de chaleur 2 est intégré à la turbomachine non-propulsive 1.
De manière préférée, la turbomachine non-propulsive 1 est alimentée par un flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique RC. Comme illustré aux figures 2 et 3, en aval de l’échangeur de chaleur 2, le circuit de carburant CQ comporte une première branche CQ1 alimentant le turbomoteur propulsif TP et une deuxième branche CQ2 alimentant la turbomachine non-propulsive 1. Dans cet exemple, chaque branche CQ1, CQ2 comporte au moins une vanne commandable 61, 62 de manière à régler la quantité de carburant fournie d’une part au turbomoteur propulsif TP et, d’autre part, à la turbomachine non-propulsive 1.
Selon l’invention, le système de conditionnement de carburant SC comprend un organe de répartition commandable 3 monté dans le circuit d’air d’échappement configuré pour réguler la quantité d’air d’échappement AE circulant dans l’échangeur de chaleur 2. Ainsi, on peut réguler de manière pratique la quantité de chaleur apportée au flux de carburant Q via l’échangeur de chaleur 2. On peut ainsi assurer un chauffage optimal du flux de carburant en adaptant le chauffage au débit de carburant.
De manière préférée, comme illustré à la , l’organe de répartition commandable 3 est monté dans le carter extérieur 10 de la turbomachine non-propulsive 1 de manière à réduire l’encombrement. De manière avantageuse, on obtient une turbomachine non-propulsive 1 comportant de nouvelles fonctions de chauffage adaptatif qui peut être utilisée en lieu et place d’une turbomachine non-propulsive 1 selon l’art antérieur. De manière préférée, l’organe de répartition commandable 3 se présente sous la forme d’un volet pivotant et/ou coulissant.
En référence à la et à la , le système de conditionnement de carburant SC comprend un calculateur de contrôle 7 configuré pour contrôler la position de l’organe de répartition commandable 3. Dans cet exemple, l’organe de répartition commandable 3 est configuré pour répartir le flux d’air d’échappement AE selon un premier flux d’échappement AE1 circulant dans l’échangeur de chaleur 2 et selon un deuxième flux d’échappement AE2 contournant l’échangeur de chaleur 2. De préférence, le premier flux d’échappement AE1 et le deuxième flux d’échappement AE2 sont ensuite évacués vers une sortie d’air SA, de préférence, vers l’extérieur. Le calculateur de contrôle 7 permet avantageusement de contrôler le degré de fermeture de l’organe de répartition commandable 3.
Les figures 4, 5 et 6 représentent respectivement une position fermée, une position semi-fermée et une position ouverte de l’organe de répartition commandable 3.
En position fermée ( ), aucun contournement n’est possible et le flux d’air d’échappement AE circule entièrement dans l’échangeur de chaleur 2. Le flux d’air d’échappement AE correspond alors au premier flux d’échappement AE1. La position fermée est adaptée lorsque les besoins en chauffage sont élevés, en particulier, lors d’une phase de décollage.
En position semi-fermée ( ), un contournement partiel est réalisé et le flux d’air d’échappement AE circule uniquement en partie dans l’échangeur de chaleur 2. De manière avantageuse, le degré de fermeture permet de réguler la quantité de chaleur apportée à l’échangeur de chaleur 2, c’est-à-dire, au flux de carburant Q. Une telle régulation est pratique et permet de s’adapter en temps réel aux besoins de chauffage avec des moyens techniques réduits.
En position ouverte ( ), le flux d’air d’échappement AE contourne principalement l’échangeur de chaleur 2, le débit du premier flux d’échappement AE1 circulant dans l’échangeur de chaleur 2 est très faible au regard du deuxième flux d’échappement AE2 contournant l’échangeur de chaleur 2. La position ouverte est adaptée lorsque les besoins en chauffage sont faibles, en particulier, lorsque l’aéronef est au sol avec les turbomoteurs propulsifs TP éteints.
Afin de déterminer le degré de fermeture de l’organe de répartition commandable 3, le calculateur de contrôle 7 est relié à différents capteurs de manière à déterminer les besoins en chauffage. A titre d’exemple, en référence à la , un capteur de température 63 mesure la température du carburant TQ dans le circuit de carburant CQ en amont du turbomoteur propulsif TP et la compare à une température de consigne TQcons afin de déterminer le degré de fermeture de l’organe de répartition commandable 3. De manière préférée, la température du carburant TQ est mesurée en aval de l’échangeur de chaleur 2. Plus les besoins en chauffage sont élevés, plus l’organe de répartition commandable 3 est fermé.
Un exemple de conditionnement de carburant va être présenté en référence à la .
Au sol, la turbomachine non-propulsive 1 génère de l’énergie électrique grâce à sa génératrice électrique 4 pour le réseau électrique de l’aéronef ainsi que de l’air sous pression pour le dispositif de conditionnement d’air de cabine 5. Autrement dit, la turbomachine non-propulsive 1 assure les besoins en énergie des différents équipements non-propulsifs. Les turbomoteurs propulsifs TP sont éteints et les besoins en chauffage du flux de carburant Q sont faibles. Aussi, l’organe de répartition commandable 3 est en position ouverte.
Lors du démarrage des turbomoteurs propulsifs TP, un flux de carburant Q à l’état liquide est prélevé dans le réservoir cryogénique RC et est conduit d’amont vers l’aval dans le circuit de carburant CQ. Le calculateur de contrôle 7 commande l’organe de répartition commandable 3 en position fermée de manière à maximiser le chauffage par l’échangeur de chaleur 2.
La turbomachine non-propulsive 1 génère un flux d’air d’échappement AE chargé de calories. L’échangeur de chaleur 2 prélève des calories dans le flux d’air d’échappement AE pour chauffer le flux de carburant Q. L’organe de répartition commandable 3 régule la quantité du flux d’air d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur 2.
En régime de croisière, le calculateur de contrôle 7 commande l’organe de répartition commandable 3 en position semi-ouverte en fonction de l’écart entre la température du carburant TQ et la température de consigne TQcons. Un tel écart représente de manière avantageuse le débit de carburant consommé par le turbomoteur propulsif TP. Le calculateur de contrôle 7 permet de suivre de manière réactive les besoins en chauffage en fonction du débit demandé. De manière avantageuse, la turbomachine non-propulsive 1 continue à assurer les besoins en énergie des différents équipements non-propulsifs.
De manière préférée, la turbomachine non-propulsive 1 fonctionne à régime constant, ce qui lui assure un rendement optimal et une durée de vie importante.
Plus les besoins en chauffage sont élevés, plus l’organe de répartition commandable 3 est en position de fermeture. De manière préférée, lorsque le degré de fermeture dépasse un seuil prédéterminé, par exemple 90%, des moyens additionnels de chauffage sont mis en œuvre.
Le procédé de chauffage comprend une étape consistant à charger la turbomachine non-propulsive 1 en énergie lorsque les besoins en chauffage sont supérieurs au seuil prédéterminé. Le chargement de la turbomachine non-propulsive 1 peut être réalisé par admission d’une plus grande quantité d’air dans la turbomachine non-propulsive 1 ou par chauffage additionnel dudit air.
A titre d’exemple, lorsque les besoins en chauffage du carburant sont élevés, les calories générées pour répondre aux besoins des équipements non-propulsifs ne sont pas suffisantes pour chauffer le carburant. A cet effet, le procédé comporte une étape consistant à augmenter le débit d’air prélevé par la turbomachine non-propulsive 1 au niveau de son entrée d’air EA afin d’augmenter le débit du flux d’air d’échappement AE. A cet effet, la turbomachine non-propulsive 1 comprend, au niveau de son entrée d’air EA, une vanne de décharge afin de piloter le débit d’air prélevé.
Selon une variante, lorsque les besoins en chauffage du carburant sont élevés, la turbomachine non-propulsive 1 comporte au moins une résistance électrique configurée pour augmenter la température du flux d’air d’échappement AE.
L’énergie additionnelle fournie par la turbomachine non-propulsive 1 pour assurer le chauffage peut être récupéré sous forme d’énergie électrique, pneumatique ou mécanique qui peut avantageusement être mis à profit par les équipements non-propulsifs pour participer au conditionnement du carburant cryogénique, en particulier, en apportant un chauffage additionnel.
Selon un autre aspect, une résistance électrique peut être également placée dans le circuit de carburant CQ entre l’échangeur de chaleur 2 et la sonde de température 63 pour participer au réchauffage du carburant. Dans ce dernier cas, toute la chaleur générée par la résistance électrique est avantageusement utilisée pour chauffer le carburant.
Un exemple d’intégration d’un système de conditionnement SC selon l’invention dans un aéronef P est présenté à la (vue de dessus) et à la (vue de côté). Dans cet exemple, l’aéronef P s’étend selon un axe X orienté de l’avant vers l’arrière. L’aéronef comporte deux turbomoteurs propulsifs TP, en particulier des turbopropulseurs, qui sont dans cet exemple montés au niveau des ailes de l’aéronef.
Comme illustré à la , les turbomoteur propulsifs TP sont reliés à des réservoirs cryogéniques RC par un circuit de carburant CQ dont le flux de carburant est chauffé par deux turbomachines non-propulsives 1. Les turbomachines non-propulsives 1 sont par ailleurs reliées à deux dispositifs de conditionnement d’air de cabine 5 via un circuit d’air sous pression. En pratique, les turbomachines non-propulsives 1 sont reliés à différents équipements non propulsifs de l’aéronef P afin de les alimenter.
En référence aux figures 7 et 8, les turbomachines non-propulsives 1 sont positionnées à l’arrière de l’aéronef, à proximité de l’empennage, de manière à évacuer les flux d’échappement vers l’arrière. Un tel positionnement est avantageux étant donné que les turbomachines non-propulsives 1 peuvent être positionnées en lieu et place d’une turbomachine APU selon l’art antérieur.
Comme illustré à la , une seule conduite gazeuse est reliée à chaque turbomoteur propulsif TP. Une telle intégration est avantageuse étant donné qu’elle limite le nombre de conduites du circuit de carburant CQ.
De manière préférée, les équipements non propulsifs de l’aéronef P sont alimentés uniquement par les turbomachines non-propulsives 1. Autrement dit, le prélèvement d’énergie sur les turbomoteurs propulsifs TP est réduit ou annulé, ce qui permet d’optimiser la génération de poussée par les turbomoteurs propulsifs TP. De manière préférée, chaque turbomachine non-propulsive 1 est dimensionnée pour fournir l’énergie pour l’ensemble des équipements non propulsifs de l’aéronef P. Ainsi, un défaut sur une turbomachine non-propulsive 1 permet de maintenir une alimentation électrique suffisante.
De manière préférée, chaque turbomachine non-propulsive 1 est dimensionnée pour fournir chauffer le flux de carburant nécessaire pour l’ensemble des turbomoteurs propulsifs TP en vol. Ainsi, un défaut sur une turbomachine non-propulsive 1 permet de réaliser un vol de l’aéronef.
A titre d’exemple, lorsque les turbomoteurs propulsifs TP sont éteints, chaque turbomachine non-propulsive 1 fournit la moitié de l’énergie électrique, pneumatique ou mécanique aux équipements non propulsifs de l’aéronef P.
Lors du démarrage des turbomoteurs propulsifs TP, chaque turbomachine non-propulsive 1 fournit des calories pour chauffer le flux de carburant Q nécessaire à chaque turbomoteur propulsif TP.
En vol, chaque turbomachine non-propulsive 1 fournit des calories pour chauffer le flux de carburant Q ainsi que la moitié de l’énergie pour les équipements non propulsifs de l’aéronef P. Il va de soi que des redondances peuvent être prévues pour les équipements critiques.
En cas de panne d’une turbomachine non-propulsive 1 lors du décollage, la turbomachine non-propulsive 1 restante permet d’assurer un conditionnement réduit du flux de carburant Q et il en résulte une perte de l’ordre de 50% de la poussée des turbomoteurs propulsifs TP. En cas de panne d’une turbomachine non-propulsive 1 en vol, la turbomachine non-propulsive 1 restante fournit l’ensemble de l’énergie pour les équipements non propulsifs de l’aéronef P et assure le chauffage du flux de carburant Q pour les deux turbomoteurs propulsifs TP.
L’utilisation de deux turbomachines non-propulsives 1 est avantageuse étant donné que cela permet une mutualisation mais également une reconfiguration en cas de dysfonctionnement.

Claims (14)

  1. Système de conditionnement de carburant (SC) configuré pour alimenter au moins un turbomoteur propulsif (TP) d’aéronef à partir d’un flux de carburant (Q) issu d’au moins un réservoir cryogénique (RC), le système de conditionnement (SC) comprenant :
    • un circuit de carburant (CQ) configuré pour relier le réservoir cryogénique (RC) au turbomoteur propulsif (TP),
    • au moins une turbomachine non-propulsive (1) comprenant un compresseur (11) configuré pour être alimenté par un flux d’air issu d’une entrée d’air (EA), une turbine (16) reliée au compresseur (11) par un arbre de turbomachine (17) et une chambre de combustion (13) configurée pour évacuer un flux d’air d’échappement (AE) chargé de calories pour entrainer en rotation la turbine (16),
    • un circuit d’air d’échappement reliant la turbomachine non-propulsive (1) à un échangeur de chaleur (2), monté dans le circuit de carburant (CQ), configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement (AE) pour chauffer le flux de carburant (Q), et
    • au moins un organe de répartition commandable (3) monté dans le circuit d’air d’échappement configuré pour réguler la quantité du flux d’air d’échappement (AE) circulant dans l’échangeur de chaleur (2).
  2. Système de conditionnement de carburant (SC) selon la revendication 1, dans lequel l’organe de répartition commandable (3) est configuré pour répartir le flux d’air d’échappement (AE) selon un premier flux d’échappement (AE1) circulant dans l’échangeur de chaleur (2) et selon un deuxième flux d’échappement (AE2) contournant l’échangeur de chaleur (2).
  3. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel, la turbomachine non-propulsive (1) comportant un carter extérieur (10), l’échangeur de chaleur (2) et l’organe de répartition commandable (3) sont montés dans le carter extérieur (10).
  4. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 3 dans lequel la turbomachine non-propulsive (1) est reliée à une génératrice d’électricité (4) configurée pour alimenter au moins un équipement non-propulsif de l’aéronef (P).
  5. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 4, comprenant un dispositif de conditionnement d’air de cabine (5), la turbomachine non-propulsive (1) est configurée pour alimenter le dispositif de conditionnement d’air de cabine (5) avec un flux d’air sous pression.
  6. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant au moins un capteur de température (63) configuré pour mesurer la température du flux de carburant (TQ) en amont du turbomoteur propulsif (TP) et un calculateur de contrôle (7) configuré pour commander l’organe de répartition commandable (3) en fonction de ladite température du flux de carburant (TQ).
  7. Aéronef (P) comprenant au moins deux turbomoteurs propulsifs (TP) et au moins un système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 6 pour alimenter lesdits turbomoteurs propulsifs (TP).
  8. Aéronef (P) selon la revendication 7 dans lequel le système de conditionnement (SC) comporte au moins deux turbomachines non-propulsives (1), chaque turbomachine non-propulsive (1) est dimensionnée pour chauffer le flux de carburant (Q) nécessaire pour l’ensemble des turbomoteurs propulsifs (TP) en vol.
  9. Aéronef (P) selon la revendication 8 comprenant une pluralité d’équipements non propulsifs, chaque turbomachine non-propulsive (1) est dimensionnée pour fournir l’énergie pour l’ensemble des équipements non propulsifs de l’aéronef (P).
  10. Procédé de conditionnement d’un flux de carburant (Q) issu d’au moins un réservoir cryogénique (RC) pour alimenter au moins un turbomoteur propulsif (TP) au moyen d’un système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 6, le procédé comprenant des étapes consistant à :
    • Générer un flux d’air d’échappement (AE) chargé de calories avec la turbomachine non-propulsive (1),
    • Prélever des calories avec l’échangeur de chaleur (2) dans le flux d’air d’échappement (AE) pour chauffer le flux de carburant (Q), et
    • Réguler la quantité du flux d’air d’échappement circulant dans l’échangeur de chaleur (2) avec l’organe de répartition commandable (3).
  11. Procédé selon la revendication 10 comprenant une étape consistant à répartir le flux d’air d’échappement (AE) selon un premier flux d’échappement (AE1) circulant dans l’échangeur de chaleur (2) et selon un deuxième flux d’échappement (AE2) contournant l’échangeur de chaleur (2), le premier flux d’échappement (AE1) ayant un débit supérieur au deuxième flux d’échappement (AE2) lorsque l’aéronef (P) est en phase de décollage.
  12. Procédé selon la revendication 11 dans lequel le premier flux d’échappement (AE1) a un débit inférieur au deuxième flux d’échappement (AE2) lorsque l’aéronef est au sol.
  13. Procédé selon l’une des revendications 10 à 12 comprenant une étape consistant à charger la turbomachine non-propulsive (1) en énergie lorsque les besoins en chauffage sont supérieurs à un seuil prédéterminé.
  14. Procédé selon l’une des revendications 10 à 13 comprenant une étape consistant à alimenter les équipements non-propulsifs de l’aéronef (P) uniquement avec la turbomachine non-propulsive (1).
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3885550A1 (fr) * 2020-03-27 2021-09-29 Raytheon Technologies Corporation Cycle de co2 supercritique pour moteurs à turbine à gaz doté d'un refroidissement supplémentaire
EP4095368A1 (fr) * 2021-05-25 2022-11-30 Raytheon Technologies Corporation Procédés et systèmes de démarrage de générateurs de gaz alimentés en hydrogène

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