BE1029619B1 - Système pour refroidir de l'huile dans une turbomachine d'aéronef - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un système (1) pour refroidir de l’huile dans une turbomachine d’aéronef (100), et comprenant un carter de support intermédiaire (2) destiné à être localisé entre un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130) de la turbomachine d’aéronef (100), et un échangeur de chaleur (3) destiné à refroidir l’huile par échange thermique avec de l’air ; l’échangeur de chaleur (3) étant au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire (2).
Description
Système pour refroidir de l’huile dans une turbomachine d’aéronef
Domaine technique
[0001] La présente invention concerne un système pour refroidir de l'huile dans une turbomachine d'aéronef.
Art antérieur
[0002] L'augmentation des performances des turbomachines d’aéronef conduit à une augmentation des réjections thermiques vers huile. Un échangeur de chaleur permettant de refroidir l'huile est connu, notamment du document BE2017/5735.
Resume de l’invention
[0003] Un objet de l'invention est d’améliorer l'intégration d’un échangeur de chaleur permettant de refroidir l'huile dans une turbomachine d’aéronef.
[0004] A cet effet, l'invention propose un système pour refroidir de l'huile dans une turbomachine d’aéronef, et comprenant un carter de support intermédiaire destiné à être localisé entre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression de la turbomachine d’aéronef, et un échangeur de chaleur destiné à refroidir l'huile par échange thermique avec de lair ; échangeur de chaleur étant au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire.
[0005] L'intégration, au moins partielle, de l'échangeur de chaleur dans le carter de support intermédiaire permet d’obtenir une turbomachine plus compacte et plus légère. Elle diminue aussi le coût de production de la turbomachine.
[0006] Selon des modes avantageux de l'invention, elle peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniques possibles :
e l'échangeur de chaleur comprend une surface de veine primaire configurée pour être dans une veine primaire de la turbomachine d’aéronef ; e la surface de veine primaire est configurée pour être entre l’aube la plus en aval du compresseur basse pression, et l'aube la plus en amont du compresseur haute pression ; e l'échangeur de chaleur est configuré pour obstruer partiellement la veine primaire ; e l'échangeur de chaleur comprend une surface de veine secondaire configurée pour être dans une veine secondaire de la turbomachine d’aéronef ; e l'échangeur de chaleur est configuré pour s'étendre radialement entre la veine primaire et une veine secondaire, et comprend une surface de veine secondaire configurée pour être dans une veine secondaire de la turbomachine d'aéronef ; e l'échangeur de chaleur est configuré pour obstruer partiellement la veine secondaire ; e l'échangeur de chaleur est annulaire et est configuré pour s'étendre autour d’un axe de la turbomachine d'aéronef ; e l'échangeur de chaleur comprend des ailettes configurées pour s’étendre radialement et parallèlement à l’axe de la turbomachine d’aéronef ; e l'échangeur de chaleur est une pièce fixée au carter de support intermédiaire, ou l'échangeur de chaleur et le carter de support intermédiaire sont d’une même pièce.
[0007] L'invention propose en outre une turbomachine d'aéronef comprenant un tel système, un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, le carter de support intermédiaire étant situé entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression.
[0008] L'invention propose en outre un aéronef comprenant une telle turbomachine.
Brève description des figures
[0009] D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera à la figure annexée : - la figure 1 est une vue en coupe, le long de l’axe, d’une turbomachine d’aéronef comprenant un exemple de système selon l'invention.
Modes de réalisation de l’invention
[0010] Cette partie du texte décrit en détails des modes de réalisation préférés de l'invention. Des références à des figures sont utilisées mais l'invention n’est pas limitée par celles-ci. Les dessins et/ou figures décrits ci-dessous ne sont que schématiques et ne sont pas limitants.
[0011] Dans le cadre du présent document, il est fait référence aux directions « axiale », « circonférentielle » et « radiale » correspondant de respectivement en des directions parallèles à l’axe moteur, essentiellement circulaire autour de l’axe moteur, et perpendiculaire à l’axe moteur. Des repères sur les figures illustrent ces directions (munies d’un sens) notées respectivement X, R et C. Les termes « intérieurement » et « vers l’intérieur » correspondent naturellement à un sens vers l'axe moteur X selon une direction radiale, et les termes « extérieurement » et « vers l'extérieur » au sens opposé selon cette direction.
[0012] La figure 1 illustre un exemple de turbomachine d’aéronef 100 comprenant un système 1 pour refroidir de l’huile selon un mode de réalisation de l'invention. La turbomachine d’aéronef 100 est une turbomachine axiale à double flux comprenant successivement le long de l'axe moteur X, une soufflante 110, un compresseur basse pression 120, un compresseur haute pression 130, une chambre de combustion 160, une turbine haute pression 140 et une turbine basse pression 150. La soufflante
110 permet de générer un flux d'air primaire dans une veine primaire 106 et un flux d'air secondaire dans une veine secondaire 107.
[0013] La turbomachine d'aéronef 100 comprend un carter de support d’entrée 181 situé en aval de la soufflante 110. Le carter de support d'entrée 181 est muni d’une manche annulaire délimitant la veine primaire 106 et de bras 183 structuraux qui s'étendent radialement vers l’intérieur en traversant la veine primaire 106.
[0014] La turbomachine d'aéronef 100 comprend un carter de support intermédiaire 2 entre les compresseurs basse 120 et haute 130 pression.
Le carter de support intermédiaire 2 comprend une manche annulaire présentant de préférence un profil en col de cygne et délimitant la veine primaire 106 entre les compresseurs basse 120 et haute 130 pression. Il est aussi muni de bras 184 structuraux s'étendant radialement à travers la veine primaire 106.
[0015] Le système 1 selon l’invention comprend un carter de support intermédiaire 2, par exemple tel qu’illustré à la figure 1, et un échangeur de chaleur 3 au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire 2. L'’échangeur de chaleur 3 a au moins une surface dans la veine primaire 106 etou dans la veine secondaire 107 (figure 1).
L'échangeur de chaleur 3 comprend une entrée fluidique permettant d’y faire entrer de l'huile et une sortie fluidique permettant d'en faire sortie de huile.
[0016] L'échangeur de chaleur 3 peut être annulaire autour de l’axe X de la turbomachine.
[0017] L’échangeur de chaleur 3 peut être une pièce rapportée au carter de support intermédiaire 2 ou être monobloc avec le carter de support intermédiaire 2.
[0018] L'échangeur de chaleur 3 peut être axialement au même niveau que les bras 184 structuraux.
[0019] Dans l'exemple illustré à la figure 1, l'échangeur de chaleur 3 traverse radialement le carter de support intermédiaire 2 et a une surface de veine primaire 31, radialement interne, dans la veine primaire 106, et une surface de veine secondaire 32, radialement externe, dans la veine 5 secondaire 107.
[0020] La surface de veine primaire 31 est en aval de l’aube la plus en aval du compresseur basse pression 120, et en amont de l'aube la plus en amont du compresseur haute pression 130.
[0021] L'échangeur de chaleur 3 peut comprendre des ailettes s'étendant radialement et parallèlement à l’axe de la turbomachine.
[0022] La présente invention a été décrite en relation avec des modes de réalisations spécifiques, qui ont une valeur purement illustrative et ne doivent pas être considérés comme limitatifs. D’une manière générale, la présente invention n’est pas limitée aux exemples illustrés et/ou décrits ci- dessus. L'usage des verbes « comprendre », « inclure », « comporter », ou toute autre variante, ainsi que leurs conjugaisons, ne peut en aucune façon exclure la présence d’éléments autres que ceux mentionnés. L'usage de l’article indéfini « UN », « une », ou de l’article défini « le », « la » ou « l’ », pour introduire un élément n’exclut pas la présence d’une pluralité de ces éléments. Les numéros de référence dans les revendications ne limitent pas leur portée.
Claims (13)
1. Système (1) pour refroidir de huile dans une turbomachine d’aéronef (100), et comprenant : e un carter de support intermédiaire (2) destiné à être localisé entre un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130) de la turbomachine d’aéronef (100), et e un échangeur de chaleur (3) destiné à refroidir l'huile par échange thermique avec de l'air ; l'échangeur de chaleur (3) étant au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire (2).
2. Système (1) selon la revendication précédente, dans lequel l'échangeur de chaleur (3) comprend une surface de veine primaire (31) configurée pour être dans une veine primaire (106) de la turbomachine d’aéronef (100).
3. Système (1) selon la revendication précédente, dans lequel la surface de veine primaire (31) est configurée pour être entre l’aube la plus en aval du compresseur basse pression (120), et l'aube la plus en amont du compresseur haute pression (130).
4. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 2 ou 3, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est configuré pour obstruer partiellement la veine primaire (106).
5. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'échangeur de chaleur (3) comprend une surface de veine secondaire (32) configurée pour être dans une veine secondaire (107) de la turbomachine d'aéronef (100).
6. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel l'échangeur de chaleur (3) est configuré pour s'étendre radialement entre la veine primaire (106) et une veine secondaire (107), et comprend une surface de veine secondaire (32) configurée pour être dans une veine secondaire (107) de la turbomachine d’aéronef (100).
7. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 5 ou 6, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est configuré pour obstruer partiellement la veine secondaire (107).
8. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'échangeur de chaleur (3) est annulaire et est configuré pour s'étendre autour d’un axe (X) de la turbomachine d’aéronef (100).
9. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) comprend des ailettes configurées pour s'étendre radialement et parallèlement à l’axe de la turbomachine d’aéronef (100).
10. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'échangeur de chaleur (3) est une pièce fixée au carter de support intermédiaire (2).
11. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel l'échangeur de chaleur (3) et le carter de support intermédiaire (2) sont d’une même pièce.
12. Turbomachine d’aéronef (100) comprenant un système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130), le carter de support intermédiaire (2) étant situé entre le compresseur basse pression (120) et le compresseur haute pression (130).
13. Aéronef comprenant une turbomachine (100) selon la revendication précédente.
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