EP4669842A1 - Turbomachine d'aeronef comportant un systeme d'echange de chaleur - Google Patents

Turbomachine d'aeronef comportant un systeme d'echange de chaleur

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EP4669842A1
EP4669842A1 EP24709809.8A EP24709809A EP4669842A1 EP 4669842 A1 EP4669842 A1 EP 4669842A1 EP 24709809 A EP24709809 A EP 24709809A EP 4669842 A1 EP4669842 A1 EP 4669842A1
Authority
EP
European Patent Office
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heat exchange
vein
turbomachine
cooling
devices
Prior art date
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Pending
Application number
EP24709809.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Samer MAALOUF
Ephraïm TOUBIANA
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran SA
Original Assignee
Safran SA
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran SA
Publication of EP4669842A1 publication Critical patent/EP4669842A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
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    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/311—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being in line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/00—Function
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    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the general field of cooling, and its application in particular in the field of aeronautics. It relates in particular to an aircraft turbomachine comprising a heat exchange system.
  • the technical background includes in particular documents US-A1-2013/086909, FR-A1-3 114 352, US-A-4,696,1456, US-B2-7,908,840 and US-A1-2020/332718.
  • a turbomachine particularly an aircraft turbomachine, comprises various components and/or equipment that must be lubricated and/or cooled, such as rolling bearings and gears.
  • the heat released by these components which can be very significant depending on the power of the component and/or equipment, is transported by a fluid and evacuated to cold sources available in the aircraft.
  • FCOC heat exchangers have a dual function of heating the fuel before combustion in the combustion chamber of the turbomachine and cooling the oil heated by the heat dissipation of the turbomachine.
  • FCOC heat exchangers are not sufficient to absorb all the heat dissipation because the fuel temperature is limited in view of safety constraints.
  • the cooling supplement is obtained by ACOC heat exchangers, in particular those of the surface type and known by the acronym SACOC.
  • Surface heat exchangers are generally arranged in the secondary vein of the turbomachine and use the secondary air flow to cool the oil circulating in the turbomachine. These heat exchangers are in the form of a metal surface part allowing the passage of oil in machined channels. The secondary air flow is guided along a heat exchange matrix carried by this surface part and which have the role of increasing the contact surface with the secondary air flow and extracting calories.
  • SACOC heat exchangers have the disadvantage of creating additional pressure losses in the secondary vein concerned since they disturb the air flow which impacts the performance of the turbomachine as well as the specific fuel consumption.
  • ACOC exchangers are increasingly in demand in the future generation of engines due to the significant increase in heat dissipation, mainly due to:
  • the engine may have several oil circuits, each with a defined function, for example a first circuit for cooling the oil dedicated to the lubrication and cooling of the engine, a second for the lubrication and cooling of the motor reducer, a third for the cooling of the machines, etc.
  • the oil temperature and flow rate must be controlled according to the corresponding circuit.
  • the oil used to lubricate and cool the electrical machines has a different temperature range than that for the engine cooling.
  • the ACOC is preferably divided into several exchangers, each exchanger being dedicated to a given oil circuit. These different exchangers are generally distributed around the longitudinal axis of the engine
  • the growing need for cooling has a direct impact on the dimensions of the ACOCs. It is therefore necessary to expect to have large exchangers to be able to evacuate the calories from the oil.
  • the ACOCs could occupy all the available space in a vein, and thus extend all around the vein and over the entire height or radial dimension of the vein, in order to have the air flow necessary to evacuate the calories at the dimensioning point generally occurring during the take-off phase in the case of an extremely hot day.
  • the objective of the present invention is to propose an improvement to existing technologies making it possible to optimize the efficiency of heat exchanges while avoiding pressure losses and disrupting the gas flow as little as possible.
  • the invention thus proposes an aircraft turbomachine, the turbomachine having a longitudinal axis and comprising:
  • a gas generator extending along the axis and comprising at least one compressor, an annular combustion chamber, and at least one turbine,
  • a flow vein of a gas flow which flows into the turbomachine and/or the gas generator, this vein being defined by two annular walls, respectively external and internal, which extend around each other and around the axis, and
  • this heat exchange system located in said vein to be swept by at least part of said gas flow, this heat exchange system comprising a first cooling circuit connected to the secondary oil circuit and a second cooling circuit connected to the main oil circuit, characterized in that the heat exchange system comprises first and second annular heat exchange devices, which are independent and arranged axially one behind the other in the vein, the first heat exchange device comprising said first cooling circuit which is dedicated to cooling the secondary oil circuit, and the second heat exchange device comprising said second cooling circuit which is dedicated to cooling the main oil circuit, the first heat exchange device being located upstream of the second heat exchange device relative to the direction of flow of the gas flow in the vein.
  • the present invention thus proposes to combine at least two annular heat exchange devices in the same annular flow vein of a gas flow.
  • These devices are advantageously arranged in series, one behind the other, or one behind the other, which makes it possible to imitate the aerodynamic impact of these devices in the vein.
  • These devices do not necessarily occupy the entire height of the vein and their arrangement with respect to one another, or with respect to one another, is advantageously chosen to optimize the heat exchange efficiency.
  • the exchange device dedicated to cooling the electronic equipment is arranged upstream of the exchange device dedicated to cooling the mechanical equipment. The thermal power dissipated by the electronic equipment being lower than that dissipated by the mechanical equipment, the impact of the heat exchange in the first device has little impact on the temperature of the gas flow passing through the second device which can therefore in turn ensure an optimal heat exchange.
  • the turbomachine according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, considered independently of one another or in combination with one another: - the devices are carried by one of the walls and extend over only part of a height of the vein, this height being measured in a radial direction in an area of the vein in which the devices are located;
  • the devices extend over at most 75%, or even at most 50%, of the height of the vein;
  • the devices each comprise a heat exchange matrix and a single annular cover which is located between the walls of the vein and which covers the heat exchange matrices of the two devices, the cover comprising a first end which is located upstream of the heat exchange matrix of the first device and which has a divergent shape with respect to the gas flow, and a second end which is located downstream of the heat exchange matrix of the second device and which has a convergent shape with respect to the gas flow;
  • the devices are connected to the two walls and extend over an entire height of the vein, this height being measured in a radial direction in an area of the vein in which the devices are located;
  • the heat exchange system comprises a third annular heat exchange device, which is independent of the first and second heat exchange devices and which is arranged downstream of the first and second heat exchange devices, the third heat exchange device comprising a third cooling circuit;
  • the third device is carried by one of the walls and extends over only part of a height of the vein, this height being measured in the radial direction in an area of the vein in which the third device is located;
  • the first device is connected to the two walls and extends over an entire height of the vein, this height being measured in the radial direction in an area of the vein in which the first device is located,
  • the second device is carried by one of the walls and extends over only part of a height of the vein, this height being measured in the radial direction in a zone of the vein in which the second device is located, and
  • each of the second and third devices comprises a heat exchange matrix and an annular cover which is located between the walls of the vein and which covers this heat exchange matrix, the cover comprising a first end which is located upstream of the heat exchange matrix and which has a divergent shape with respect to the gas flow, and a second end which is located downstream of the heat exchange matrix and which has a convergent shape with respect to this gas flow;
  • the covers of the second and third devices are axially spaced from each other, or overlap each other radially;
  • the mechanical equipment is a rolling bearing or a reducer
  • the electronic equipment is a computer or an electric machine
  • the third cooling circuit is connected to a tertiary oil circuit dedicated to cooling other mechanical equipment;
  • the devices are axially spaced from each other or from each other;
  • the first heat exchange device is of the surface type, and/or the second heat exchange device is of the surface type, and/or the third heat exchange device is of the surface type;
  • the or each heat exchange device is of the SACOC or ACOC type.
  • the present invention also relates to a method for cooling at least one mechanical equipment and one electronic equipment in a turbomachine as described above, in which the secondary oil circuit comprises an oil having a temperature less than or equal to 90°C, and the main oil circuit, or even the tertiary oil circuit, comprises an oil having a temperature less than or equal to 160°C.
  • FIG. 1 Figure 1 is a half schematic view in axial section of an example of a turbomachine to which the invention applies;
  • Figure 2 is a very schematic cross-sectional view of a heat exchange system;
  • Figure 3 is a very schematic view in axial section of the system of Figure 2;
  • Figure 4 is another very schematic view of a system similar to that of Figure 3;
  • Figure 5 is a schematic perspective and partial view of a heat exchange device
  • FIG. 6a-6b Figures 6a and 6b are very schematic cross-sectional views of heat exchange systems each comprising a sectorized heat exchange device
  • Figure 7 is a very schematic view in axial section of the system of Figure 6a;
  • Figure 8 is a very schematic view in axial section of a turbomachine comprising a heat exchange system, according to a first embodiment of the invention
  • Figure 9 is a very schematic view in axial section of a turbomachine comprising a heat exchange system, according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 10 is a very schematic view in axial section of a turbomachine comprising a heat exchange system, according to a third embodiment of the invention.
  • FIG. 1 shows an axial sectional view of a turbomachine with longitudinal axis X to which the invention applies.
  • the turbomachine shown is a dual-flow turbomachine 1 intended to be mounted on an aircraft.
  • the invention is not limited to this type of turbomachine.
  • This dual-flow turbomachine 1 generally comprises a gas generator 2 upstream of which a blower or blower module 3 is mounted.
  • the gas generator 2 comprises a gas compressor assembly (here comprising a low pressure compressor 4a and a high pressure compressor 4b), an annular combustion chamber 5 and a turbine assembly (here comprising a high pressure turbine 6a and a low pressure turbine 6b).
  • the turbomachine 1 comprises a low pressure shaft 7 which connects the low pressure compressor 4a and the low pressure turbine 6a to form a low pressure body, and a high pressure shaft 8 which connects the high pressure compressor 4b and the high pressure turbine 6b to form a high pressure body.
  • Rotating guide bearings 15 also make it possible to guide the low-pressure shaft 7 in rotation relative to a fixed structure or stator of the turbomachine.
  • the high-pressure shaft 8 is also guided in rotation by guide bearings (not shown).
  • the blower 3 is shrouded by a blower casing 11 carried by a nacelle 12 and generates a primary air flow F1 which circulates through the gas generator 2 in a primary vein V1, and a secondary air flow F2 which circulates in a secondary vein V2 around the gas generator 2.
  • the secondary air flow F2 is ejected by a secondary nozzle 13 terminating the nacelle while the primary air flow F1 is ejected outside the turbomachine 1 via an ejection nozzle 14 located downstream of the gas generator 2.
  • the fan casing 11 and the nacelle 12 are considered as one and the same part.
  • the guide bearings 15 and the speed reducer 10 in this example configuration of the turbomachine 1 must be lubricated and/or cooled to ensure the performance of the turbomachine 1 .
  • the power generated by them is dissipated in a fluid coming from a fluid supply source installed in the turbomachine 1 and which makes it possible to lubricate and/or cool various components and/or equipment of the turbomachine 1 .
  • other equipment of the turbomachine 1 generates heat that must be extracted from its environment. This is particularly the case for electronic equipment 16 of the turbomachine 1 , such as computers for example.
  • the turbomachine 1 comprises a heat exchange system 20 which makes it possible to cool the fluid intended to lubricate and/or cool these components and/or equipment.
  • the fluid is an oil and the cold source intended to cool the oil is a gas flow circulating in the turbomachine, in particular the secondary air flow F2.
  • a heat exchange system 20 comprises at least one annular heat exchange device which is located in a vein, this vein comprising two annular walls, respectively external and internal, which extend around each other and around the same axis X.
  • the heat exchange system 20 of the turbomachine 1 comprises an external wall 22 formed by the fan casing 11 and/or the nacelle 12, an internal wall 23 formed by a casing of the gas generator 2, and a heat exchange device 21 which is here carried by the external wall 22 and located in the vein V2.
  • the heat exchange device 21 is for example of the surface type (for example of the SACOC type) and preferably of the air/oil type.
  • the device 21 comprises an oil circuit and a heat exchange matrix located in the vein V2 and configured to be swept by said gas flow F2.
  • the heat exchange matrix may comprise fins and/or plates and/or tubes.
  • a matrix may be stepped and comprise, for example, a stack of several layers, each of the layers comprising fins, or at least one plate or at least one tube.
  • the fins are intended to be swept by a gas flow, and the plates or tubes are traversed, for example, by an oil circuit or comprise such an oil circuit.
  • FIGS 2 and 3 schematically show a heat exchange system 20 of this type. It can be seen that the heat exchange device 21 of this system 20 is annular and extends continuously over 360° around the X axis.
  • the device 21 occupies only a part of the height H of the vein V2.
  • the device 21 has a height h or radial dimension which represents only a part of the height H or radial dimension of the vein V2. These heights H, h are measured in the radial direction with respect to the axis X, in a zone of the vein V2 in which this device 21 is located.
  • the height H of the vein V2 is likely to change along the axis X.
  • One of the problems observed in a device 21 of this type is the disturbances and pressure losses generated in the gas flow F2, which has the effect of increasing the specific and fuel consumption of the turbomachine 1. Hence the interest in optimizing the aerothermal performance of this system 20.
  • the Applicant proposed a solution to optimize the integration of this type of device 21 in a vein, which is illustrated in FIG. 4.
  • the idea is to slow down the speed of the gas flow passing through the device 21. Indeed, the gas flow passing through the device 21 is very turbulent. Slowing down the flow speed of the air flow at the inlet of the device 21 makes it possible to optimize its aerothermal performance and thus minimize the pressure loss for a given heat dissipation.
  • the flow passing through the device 21 can be controlled by associating with the device 21 a divergent 24 at the inlet and a convergent 25.
  • the divergent 24 upstream of the device 21 is configured so as to compress and slow down the gas flow entering the device 21, and the convergent 25 arranged downstream of the device 21 is configured so as to accelerate and relax the gas flow leaving the deviceError! Reference source not found..
  • the slowdown factor is inversely proportional to the ratio of the heights h/hO, h being the aforementioned height and hO being the height at the inlet of the divergent 24. Note that the more the flow is slowed down, the more the pressure drop generated by the device 21 decreases.
  • the acceleration factor is inversely proportional to the ratio of the heights h/h3, h3 being the height at the outlet of the convergent 25.
  • FIG. 5 illustrates in perspective a part of a heat exchange device 21. It shows the heat exchange matrix 26 which is intercalated or sandwiched between a cover 27 and the wall 22, 23 which supports this device 21.
  • the convergent 25 and the divergent 24 can be formed by ends of the cover 26, as in the example shown.
  • Figures 6a and 6b schematically show alternative embodiments of heat exchange systems 20.
  • the system 20 comprises an annular heat exchange device 21 which is sectorized and comprises two sectors each having an angular extent of approximately 180°.
  • the system 20 comprises an annular heat exchange device 21 which is sectorized and comprises four sectors each having an angular extent of approximately 90°.
  • the heat exchange device 21 extends over the entire height H of the vein and is connected to the two walls 22, 23.
  • the height h of the device 21 is then equal to the height H of the vein (figure 7).
  • the present invention provides an improvement to this technology and provides several embodiments which are illustrated in Figures 8 and following.
  • One of the particularities of the invention is based on the fact that the heat exchange system comprises at least two independent annular heat exchange devices and that each of these devices is dedicated to the cooling of different equipment.
  • the turbomachine 1 which is very schematically represented by a rectangle in figure 8 and which can be comparable to that of figure 1, comprises:
  • the heat exchange system 20 of the turbomachine 1 is located in a vein V2 of the aforementioned type and is swept by at least part of the gas flow F2 flowing in this vein.
  • This heat exchange system 20 comprises a first cooling circuit C21 connected to the secondary oil circuit C2 and a second cooling circuit C11 connected to the main oil circuit C1.
  • the heat exchange system 20 comprises first and second annular heat exchange devices 21, 30, which are independent and arranged axially one behind the other in the vein V2.
  • the first heat exchange device 21 comprises the first cooling circuit C21 and is dedicated to the cooling of the secondary oil circuit C2 and therefore to the electronic equipment 16.
  • the second heat exchange device 30 comprises the second cooling circuit C11 and is dedicated to cooling the main oil circuit C1 and therefore to the mechanical equipment.
  • the first heat exchange device 21 is located upstream of the second heat exchange device 30 relative to the flow direction of the gas flow F2 in the vein V2.
  • the devices 21, 30 are located on the internal wall 23 but as a variant they could be located on the external wall 22.
  • These devices 21, 30 are preferably of the air-oil type and for example surface type and each comprise a heat exchange matrix 26 located in the vein V2 and capped by an annular cover 27.
  • the two devices 21, 30 have the same cover 27 or share the same cover 27.
  • the heat exchange matrices 26 of the devices 21, 30 are axially spaced from each other and the cover 27 comprises a first end 27a located upstream of the heat exchange matrix 26 of the device 21 relative to the flow of the gas flow F2, and which has a divergent shape with respect to this gas flow F2, and a second end 27b located downstream of the heat exchange matrix 26 of the device 30 relative to the flow of the gas flow F2, and which has a convergent shape with respect to this gas flow F2.
  • the ends 27a, 27b each have a truncated or curved shape.
  • Each of the devices 21, 30 may comprise a single heat exchange matrix 26, or sectorized and comprise two or more heat exchange matrices distributed around the X axis, as mentioned above.
  • the first device 21 located on the left in the drawing is an upstream device which occupies a height h in the vein of between 20 and 50% of the height H.
  • the second device 30 located on the right in the drawing is a downstream device which occupies a height h’ in the vein of between 20 and 50% of the height H’, h’ may be greater or less than h.
  • an internal peripheral part F2' of the air flow F2 (for example 5 to 30% of the flow) flowing in the vein V2 will penetrate into the device 21 while the remainder will bypass the device 21 from the outside.
  • This gas flow F2' will participate in cooling the oil in the circuit C2, then will then enter the device 30 to participate in cooling the oil in the circuit C1.
  • the device 30 is thus crossed by a gas flow F2' which has already been used for cooling, which limits the impact on the remaining gas flow which bypasses the system 20.
  • the cooling requirement of the circuit C2 is lower than the cooling requirement of the circuit C1. This means that the power dissipated by the circuit C2 in the gas flow is relatively low and has little effect on the temperature of this gas flow which can ensure effective cooling of the oil circuit C1 in the device 30.
  • the second embodiment illustrated in Figure 9 differs from the first embodiment in that the devices 21, 30 extend over the entire height of the vein V2 and are therefore connected respectively to the two walls 22, 23.
  • the devices 21, 30 are axially spaced from each other and do not have a cover.
  • Each of the devices 21, 30 may comprise a single heat exchange matrix 26, or sectorized and comprise two or more heat exchange matrices distributed around the X axis, as mentioned above.
  • the device 30 is thus crossed by a flow of gas F2 which has already been used for cooling, as mentioned above.
  • the third embodiment illustrated in Figure 10 differs from the first embodiment in particular by the fact that it comprises three annular heat exchange devices 21, 30, 40 which extend around the axis X and are located in the vein V2.
  • the first device 21 is connected to the two walls 22, 23 and extends over the entire height of the vein V2. Its height h1 is thus equal to the height H1 of the vein in this zone.
  • This device is similar to the device 21 of figure 9.
  • the second device 30 is carried by one of the walls, and in particular the internal wall 23, and extends over a predetermined height h2 in the vein (of height H2 in this zone).
  • This device 30 is similar to the device 30 of FIG. 8 except that it includes its own cover 27.
  • the third device 40 is carried by the other of the walls, in particular the external wall 22, and extends over a predetermined height h3 in the vein (of height H3 in this zone).
  • This device 40 comprises a third cooling circuit C31 which is dedicated to the cooling of a tertiary oil circuit C3 of another mechanical equipment - advantageously different from the mechanical equipment cooled by the primary circuit C1.
  • the device 30 is for example used to cool the reducer 10 and the device 40 is for example chosen to cool one or more of the bearings 15, or vice versa.
  • Each of the devices 30, 40 comprises a heat exchange matrix 26 and an annular cover 27, 27' which is located between the walls 22, 23 of the vein V2 and which covers this heat exchange matrix 26.
  • the cover 27 of the device 30 comprises a first end 27a located upstream of the heat exchange matrix 26 relative to the flow of the gas flow, and which has a divergent shape with respect to this gas flow F2, and a second end 27b located downstream of the heat exchange matrix 26 relative to the flow of the gas flow, and which has a convergent shape with respect to this gas flow F2.
  • the device 40 comprises a cover 27’ which comprises a first end 27a’ located upstream of the heat exchange matrix 26 relative to the flow of the gas flow, and which has a divergent shape with respect to this gas flow F2, and a second end 27b’ located downstream of the heat exchange matrix 26 relative to the flow of the gas flow, and which has a convergent shape with respect to this gas flow F2.
  • the covers 27, 27' of the devices 30, 40 are axially spaced from each other, but may alternatively overlap each other in the radial direction.
  • the secondary oil circuit C2 comprises an oil having a temperature less than or equal to 90°C for example.
  • the main oil circuit C1, or even the tertiary oil circuit C3 in the case of FIG. 10, comprises an oil having a temperature less than or equal to 160°C for example.
  • the proposed concept makes it possible to optimize the flow from an aerothermal point of view in each device.
  • the heat exchange system does not necessarily occupy all the available radial height, which makes it possible to install a divergent/convergent device upstream/downstream to better manage the flow in each of the exchangers, without obstructing the vein, and thus to achieve a significant slowdown of the flow passing through each device.
  • This makes it possible to optimize the aerothermal performance of each device, to reduce pressure losses on the air side, and to have more efficient devices;

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Abstract

Turbomachine (1) d'aéronef, la turbomachine (1) ayant un axe longitudinal (X) et comportant : - un circuit d'huile principal (C1) pour le refroidissement d'un équipement mécanique, - un circuit d'huile secondaire (C2) pour le refroidissement d'un équipement électronique (16), et - un système (20) d'échange de chaleur situé dans une veine (V2) pour être balayé par un flux de gaz (F2), ce système d'échange de chaleur (20) comprenant un premier circuit de refroidissement (C21) relié au circuit d'huile secondaire (C2) et un second circuit de refroidissement (C11) relié au circuit d'huile principal (C1).

Description

DESCRIPTION
TITRE : TURBOMACHINE D’AERONEF COMPORTANT UN SYSTEME D’ECHANGE DE CHALEUR
Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine général du refroidissement, et son application notamment dans le domaine de l’aéronautique. Elle vise en particulier une turbomachine d’aéronef comportant un système d’échange de chaleur.
Arrière-plan technique
L’arrière-plan technique comprend notamment les documents US-A1 -2013/086909, FR-A1-3 114 352, US-A-4,696,1456, US-B2-7,908,840 et US-A1 -2020/332718.
Une turbomachine, notamment d’aéronef, comprend divers organes et/ou équipements devant être lubrifiés et/ou refroidis tels que des paliers à roulements et engrenages. La chaleur dégagée par ces composants qui peut être très importante suivant la puissance de l’organe et/ou de l’équipement, est transportée par un fluide et évacuée vers des sources froides disponibles dans l’aéronef.
Il est connu d’équiper la turbomachine d’un ou de plusieurs systèmes d’échange de chaleur pour réaliser l’échange de chaleur entre le fluide (typiquement de l’huile) et la source froide (air, carburant, etc.). Il existe même différents types de systèmes d’échange de chaleur qui sont par exemple les échangeurs de chaleur carburant/huile généralement connus sous l’acronyme anglais FCOC pour « Fuel Cooled Oil Cooler » et les échangeurs de chaleur air/huile connus sous l’acronyme anglais ACOC pour « Air-Cooled Oil Cooler ».
Les échangeurs de chaleur FCOC ont une double fonction de réchauffement du carburant avant la combustion dans la chambre de combustion de la turbomachine et de refroidissement de l’huile réchauffée par les dissipations thermiques de la turbomachine. Cependant, les échangeurs de chaleur FCOC ne suffisent pas à absorber toutes les dissipations thermiques car la température du carburant est limitée en vue des contraintes de sécurité.
Le complément de refroidissement est obtenu par les échangeurs de chaleur ACOC, en particulier ceux du type surfacique et connus sous l’acronyme SACOC. Les échangeurs de chaleur surfacique sont généralement agencés dans la veine secondaire de la turbomachine et utilisent le flux d’air secondaire pour le refroidissement de l’huile circulant dans la turbomachine. Ces échangeurs de chaleur se présentent sous la forme d’une pièce surfacique métallique permettant le passage d’huile dans des canaux usinés. Le flux d’air secondaire est guidé le long d’une matrice d’échange thermique portée par cette pièce surfacique et qui ont pour rôle d’augmenter la surface de contact avec le flux d’air secondaire et d’extraire les calories. Toutefois, les échangeurs de chaleur SACOC ont pour inconvénient de créer des pertes de charge supplémentaires dans la veine secondaire concernée puisqu’ils perturbent l’écoulement d’air ce qui impacte la performance de la turbomachine ainsi que la consommation de carburant spécifique.
La Déposante a déjà proposé une solution à ce problème dans les documents FRAI -3 096 409 et FR-A1-3 096 444.
De plus, les besoins en refroidissement du fluide lubrifiant augmentent du fait de l’accroissement des vitesses de rotation et des puissances mises en jeu pour répondre aux tendances de spécification sur les turbomachines.
En effet, les échangeurs ACOC sont de plus en plus sollicités dans la future génération des moteurs du fait de l’augmentation importante des dissipations thermiques, principalement due :
- aux moteurs du futur qui sont plus gros, ce qui augmente le besoin de lubrification et de refroidissement par de l’huile,
- à la présence d’un réducteur de vitesse dans les nouvelles architectures moteur, ce réducteur transmettant une puissance mécanique très élevée et ayant besoin d’être lubrifié et refroidi par de l’huile, et
- l’ajout des machines électriques à bord d’un moteur pour l’hybridation, ces machines ayant besoin d’être lubrifiées et refroidies par de l’huile.
Le moteur peut comporter plusieurs circuit d’huile, chacun ayant une fonction définie, par exemple un premier circuit pour le refroidissement de l’huile dédiée à la lubrification et au refroidissement du moteur, un deuxième pour la lubrification et le refroidissement du réducteur moteur, un troisième pour le refroidissement des machines, etc. La température et le débit d’huile doivent être pilotés en fonction du circuit correspondant. Par exemple, l’huile servant à lubrifier et refroidir les machines électriques à une plage de température différente de celle pour le refroidissement moteur. Ainsi, l’ACOC est de préférence divisé en plusieurs échangeurs, chaque échangeur étant dédié à un circuit d’huile donné. Ces différents échangeurs sont en général répartis autour de l’axe longitudinal du moteur
Le besoin de refroidissement grandissant à un impact direct sur les dimensions des ACOC. Il faut ainsi s’attendre à avoir de gros échangeurs pour pouvoir évacuer les calories de l’huile. Afin d’évacuer les calories d’huile, les ACOC pourraient occuper tout l’espacement disponible d’une veine, et s’étendre ainsi tout autour de la veine et sur toute la hauteur ou dimension radiale de la veine, afin d’avoir le débit d’air nécessaire pour évacuer les calories au point dimensionnant ayant lieu en général lors de la phase de décollage dans le cas d’un jour extrême chaud.
Cependant, le fait que les échangeurs ACOC occupent toute la hauteur radiale de la veine empêche de contrôler l’écoulement traversant l’échangeur avec la solution décrite dans les documents FR-A1 -3 096 409 et FR-A1 -3 096 444.
De ce fait, tout le débit d’air traverse les ACOC et par conséquent, chacun des ACOC fonctionne avec des performances aérothermiques non optimales. Cela entraine une perte de charges élevée côté air et conduit à des échangeurs peu efficaces.
L’objectif de la présente invention est de proposer un perfectionnement aux technologies existantes permettant d’optimiser le rendement des échanges de chaleur tout en évitant les pertes de charge et en perturbant le moins possible le flux de gaz.
Résumé de l’invention
L’invention propose ainsi une turbomachine d’aéronef, la turbomachine ayant un axe longitudinal et comportant :
- un générateur de gaz s’étendant le long de l’axe et comportant au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine,
- un circuit d’huile principal pour le refroidissement d’un équipement mécanique de la turbomachine ou du générateur de gaz,
- un circuit d’huile secondaire pour le refroidissement d’un équipement électronique de la turbomachine ou du générateur de gaz,
- une veine d’écoulement d’un flux de gaz, qui s’écoule dans la turbomachine et/ou le générateur de gaz, cette veine étant définie par deux parois annulaires, respectivement externe et interne, qui s’étendent l’une autour de l’autre et autour de l’axe, et
- un système d’échange de chaleur situé dans ladite veine pour être balayé par au moins une partie dudit flux de gaz, ce système d’échange de chaleur comprenant un premier circuit de refroidissement relié au circuit d’huile secondaire et un second circuit de refroidissement relié au circuit d’huile principal, caractérisée en ce que le système d’échange de chaleur comprend des premier et deuxième dispositifs annulaires d’échange de chaleur, qui sont indépendants et disposés axialement l’un derrière l’autre dans la veine, le premier dispositif d’échange de chaleur comportant ledit premier circuit de refroidissement qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile secondaire, et le deuxième dispositif d’échange de chaleur comportant ledit second circuit de refroidissement qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile principal, le premier dispositif d’échange de chaleur étant situé en amont du deuxième dispositif d’échange de chaleur par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz dans la veine.
La présente invention propose ainsi de combiner au moins deux dispositifs annulaires d’échange de chaleur dans une même veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz. Ces dispositifs sont avantageusement disposés en série, l’un derrière l’autre, ou les uns derrière les autres, ce qui permet de l’imiter l’impact aérodynamique de ces dispositifs dans la veine. Ces dispositifs n’occupent pas forcément toute la hauteur de la veine et leur agencement l’un vis-à-vis de l’autre, ou les uns vis-à-vis de l’autre, est avantageusement choisi pour optimiser le rendement d’échange thermique. En particulier, le dispositif d’échange dédié au refroidissement de l’équipement électronique est disposé en amont du dispositif d’échange dédié au refroidissement de l’équipement mécanique. La puissance thermique dissipée par l’équipement électronique étant plus faible que celle dissipée par l’équipement mécanique, l’impact de l’échange thermique dans le premier dispositif a peu d’impact sur la température du flux de gaz traversant le deuxième dispositif qui peut donc à son tour assurer un échange thermique optimal.
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - les dispositifs sont portés par l’une des parois et s’étendent sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle sont situés les dispositifs ;
- les dispositifs s’étendent sur au plus 75%, voire au plus 50%, de la hauteur de la veine ;
- les dispositifs comprennent chacun une matrice d’échange thermique et un capot annulaire unique qui est situé entre les parois de la veine et qui recouvre les matrices d’échange thermique des deux dispositifs, le capot comprenant une première extrémité qui est située en amont de la matrice d’échange thermique du premier dispositif et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz, et une seconde extrémité qui est située en aval de la matrice d’échange thermique du second dispositif et qui a une forme convergente vis-à-vis du flux de gaz ;
- les dispositifs sont reliés aux deux parois et s’étendent sur toute une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle sont situés les dispositifs ;
- le système d’échange de chaleur comprend un troisième dispositif annulaire d’échange de chaleur, qui est indépendant des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur et qui est disposé en aval des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur, le troisième dispositif d’échange de chaleur comportant un troisième circuit de refroidissement ;
- le troisième dispositif est porté par l’une des parois et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le troisième dispositif ;
- le premier dispositif est relié aux deux parois et s’étend sur toute une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le premier dispositif,
- le deuxième dispositif est porté par l’une des parois et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le deuxième dispositif, et
- le troisième dispositif est porté par l’autre des parois et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur de la veine, cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine dans laquelle est situé le troisième dispositif ; - chacun des deuxième et troisième dispositifs comporte une matrice d’échange thermique et un capot annulaire qui est situé entre les parois de la veine et qui recouvre cette matrice d’échange thermique, le capot comprenant une première extrémité qui est située en amont de la matrice d’échange thermique et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz, et une seconde extrémité qui est située en aval de la matrice d’échange thermique et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz ;
- les capots des deuxième et troisième dispositifs sont à distance axiale l’un de l’autre, ou se chevauchent mutuellement en direction radiale ;
- l’équipement mécanique est un palier à roulement ou un réducteur, et l’équipement électronique est un calculateur ou une machine électrique ;
- le troisième circuit de refroidissement est relié à un circuit d’huile tertiaire dédié au refroidissement d’un autre équipement mécanique ;
- les dispositifs sont à distance axiale l’un de l’autre ou les uns des autres ;
- le premier dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique, et/ou le deuxième dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique, et/ou le troisième dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique ;
- le ou chaque dispositif d’échange de chaleur est du type SACOC ou ACOC.
La présente invention concerne également un procédé de refroidissement d’au moins un équipement mécanique et d’un équipement électronique dans une turbomachine telle que décrite ci-dessus, dans lequel le circuit d’huile secondaire comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 90°C, et le circuit d’huile principal, voire également le circuit d’huile tertiaire, comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 160°C.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
[Fig. 1] La figure 1 est une demi vue schématique en coupe axiale d’un exemple de turbomachine à laquelle s’applique l’invention ; [Fig. 2] La figure 2 est une vue très schématique en coupe transversale d’un système d’échange de chaleur ;
[Fig. 3] La figure 3 est vue très schématique en coupe axiale du système de la figure 2 ;
[Fig. 4] La figure 4 est une autre vue très schématique d’un système similaire à celle de la figure 3 ;
[Fig. 5] La figure 5 est une vue schématique en perspective et partielle d’un dispositif d’échange de chaleur ;
[Fig. 6a-6b] Les figures 6a et 6b sont des vues très schématiques en coupe transversale de systèmes d’échange de chaleur comportant chacun un dispositif d’échange de chaleur sectorisé ;
[Fig. 7] La figure 7 est vue très schématique en coupe axiale du système de la figure 6a ;
[Fig. 8] La figure 8 est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine comportant un système d’échange de chaleur, selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 9] La figure 9 est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine comportant un système d’échange de chaleur, selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; et
[Fig. 10] La figure 10 est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine comportant un système d’échange de chaleur, selon un troisième mode de réalisation de l’invention.
Description détaillée de l’invention
La figure 1 montre une vue en coupe axiale d’une turbomachine d’axe longitudinal X à laquelle s’applique l’invention. La turbomachine représentée est une turbomachine 1 double flux destinée à être montée sur un aéronef. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ce type de turbomachine.
Cette turbomachine 1 double flux comprend de manière générale un générateur de gaz 2 en amont duquel est montée une soufflante ou module de soufflante 3.
Dans la présente invention, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine 1 et ici suivant l’axe longitudinal X. Le générateur de gaz 2 comprend un ensemble de compresseur de gaz (comportant ici un compresseur basse pression 4a et un compresseur haute pression 4b), une chambre annulaire de combustion 5 et un ensemble de turbine (comportant ici une turbine haute pression 6a et une turbine basse pression 6b).
Classiquement, la turbomachine 1 comprend un arbre basse pression 7 qui relie le compresseur basse pression 4a et la turbine basse pression 6a pour former un corps basse pression, et un arbre haute pression 8 qui relie le compresseur haute pression 4b et la turbine haute pression 6b pour former un corps haute pression.
L’arbre basse pression 7, centré sur l’axe longitudinal X, entraîne ici un arbre de soufflante 9 grâce à un réducteur de vitesse 10. Des paliers de guidage 15 en rotation permettent également de guider en rotation l’arbre basse pression 7 par rapport à une structure fixe ou stator de la turbomachine. L’arbre haute pression 8 est également guidé en rotation par des paliers de guidage (non représentés).
La soufflante 3 est carénée par un carter de soufflante 11 portée par une nacelle 12 et génère un flux d’air primaire F1 qui circule à travers le générateur de gaz 2 dans une veine primaire V1 , et un flux d’air secondaire F2 qui circule dans une veine secondaire V2 autour du générateur de gaz 2.
Le flux d’air secondaire F2 est éjecté par une tuyère secondaire 13 terminant la nacelle alors que le flux d’air primaire F1 est éjecté à l’extérieur de la turbomachine 1 via une tuyère d’éjection 14 située en aval du générateur de gaz 2.
Dans la suite de la description, le carter de soufflante 11 et la nacelle 12 sont considérés comme une seule et même pièce.
Les paliers de guidage 15 et le réducteur de vitesse 10 dans cet exemple de configuration de la turbomachine 1 doivent être lubrifiés et/ ou refroidis pour assurer la performance de la turbomachine 1 . La puissance générée par ceux-ci est dissipée dans un fluide provenant d’une source d’alimentation en fluide installée dans la turbomachine 1 et qui permet de lubrifier et/ou de refroidir divers organes et/ou équipements de la turbomachine 1. Bien entendu d’autres équipements de la turbomachine 1 génèrent de la chaleur devant être extraite de leur environnement. C’est notamment le cas d’équipements électroniques 16 de la turbomachine 1 , tels que des calculateurs par exemple.
A cet effet, la turbomachine 1 comprend un système d’échange de chaleur 20 qui permet de refroidir le fluide destiné à lubrifier et/ou refroidir ces organes et/ou équipements. Dans le présent exemple, le fluide est une huile et la source froide destinée à refroidir l’huile est un flux de gaz circulant dans la turbomachine, notamment le flux d’air secondaire F2.
Un système d’échange de chaleur 20 comprend au moins un dispositif annulaire d’échange de chaleur qui est situé dans une veine, cette veine comportant deux parois annulaires, respectivement externe et interne, qui s’étendent l’une autour de l’autre et autour d’un même axe X.
Dans le cas de la figure 1 par exemple, le système d’échange de chaleur 20 de la turbomachine 1 comprend une paroi externe 22 formée par le carter de soufflante 11 et/ou la nacelle 12, une paroi interne 23 formée par un carter du générateur de gaz 2, et un dispositif d’échange de chaleur 21 qui est ici porté par la paroi externe 22 et situé dans la veine V2.
Le dispositif d’échange de chaleur 21 est par exemple du type surfacique (par exemple du type SACOC) et de préférence du type air/huile.
Le dispositif 21 comprend un circuit d’huile et une matrice d’échange thermique située dans la veine V2 et configurée pour être balayée par ledit flux de gaz F2. Comme évoqué dans ce qui précède, la matrice d’échange thermique peut comprendre des ailettes et/ou des plaques et/ou des tubes. Une matrice peut être étagée et comprendre par exemple un empilement de plusieurs couches, chacune des couches comportant des ailettes, ou au moins une plaque ou au moins un tube. Les ailettes sont destinées à être balayées par un flux de gaz, et les plaques ou tubes sont traversées par exemple par un circuit d’huile ou comprennent un tel circuit d’huile.
Les figures 2 et 3 montrent de manière schématique un système d’échange de chaleur 20 de ce type. On constate que le dispositif d’échange de chaleur 21 de ce système 20 est annulaire et s’étend en continu sur 360° autour de l’axe X.
On constate aussi qu’il occupe une partie seulement de la hauteur H de la veine V2. Le dispositif 21 a une hauteur h ou dimension radiale qui représente une partie seulement de la hauteur H ou dimension radiale de la veine V2. Ces hauteurs H, h sont mesurées en direction radiale vis-à-vis de l’axe X, dans une zone de la veine V2 dans laquelle est situé ce dispositif 21. La hauteur H de la veine V2 est susceptible d’évoluer le long de l’axe X. L’une des problématiques observées dans un dispositif 21 de ce type est les perturbations et les pertes de charge générées dans le flux de gaz F2, ce qui a pour effet d’augmenter la consommation spécifique et en carburant de la turbomachine 1. D’où l’intérêt d’optimiser la performance aérothermique de ce système 20.
Dans les documents précités, la Demanderesse a proposé une solution pour optimiser l’intégration de ce type de dispositif 21 dans une veine, qui est illustrée à la figure 4. L’idée consiste à ralentir la vitesse du flux de gaz traversant le dispositif 21 . En effet, l’écoulement de gaz traversant le dispositif 21 est très turbulent. Le fait de ralentir la vitesse d’écoulement du flux d’air en entrée du dispositif 21 permet d’optimiser ses performances aérothermiques et ainsi de minimiser la perte de charge pour une dissipation thermique donnée. Le contrôle de l’écoulement traversant le dispositif 21 peut se faire en associant au dispositif 21 un divergent 24 en entrée et un convergent 25. Le divergent 24 en amont du dispositif 21 est configuré de manière à comprimer et ralentir le flux de gaz entrant dans le dispositif 21 , et le convergent 25 disposé en aval du dispositif 21 est configuré de manière à accélérer et détendre le flux de gaz sortant du dispositifErreur ! Source du renvoi introuvable.. En entrée du dispositif 21 , le facteur de ralentissement est inversement proportionnel au ratio des hauteurs h/hO, h étant la hauteur précitée et hO étant la hauteur en entrée du divergent 24. A noter que plus l’écoulement est ralenti, plus la perte de charge générée par le dispositif 21 diminue. En sortie du dispositif 21 , le facteur d’accélération est inversement proportionnel au ratio des hauteurs h/h3, h3 étant la hauteur en sortie du convergent 25.
La figure 5 illustre en perspective une partie d’un dispositif d’échange de chaleur 21. On y voit la matrice d’échange thermique 26 qui est intercalée ou prise en sandwich entre un capot 27 et la paroi 22, 23 qui porte ce dispositif 21. Le convergent 25 et le divergent 24 peuvent être formés par des extrémités du capot 26, comme dans l’exemple représenté.
Dans la figure 5 et les autres figures, des flèches sont utilisées pour représenter schématiquement le circuit d’huile 28.
Les figures 6a et 6b montrent de manière schématique des variantes de réalisation de systèmes d’échange de chaleur 20. Dans le cas de la figure 6a, le système 20 comprend un dispositif annulaire d’échange de chaleur 21 qui est sectorisé et comprend deux secteurs ayant chacun une étendue angulaire de 180° environ.
Dans le cas de la figure 6b, le système 20 comprend un dispositif annulaire d’échange de chaleur 21 qui est sectorisé et comprend quatre secteurs ayant chacun une étendue angulaire de 90° environ.
Par ailleurs, dans ces figures 6a-6b, le dispositif d’échange de chaleur 21 s’étend sur toute la hauteur H de la veine et est reliée aux deux parois 22, 23. La hauteur h du dispositif 21 est alors égale à la hauteur H de la veine (figure 7).
La présente invention propose un perfectionnement à cette technologie et propose plusieurs modes de réalisation qui sont illustrés aux figures 8 et suivantes.
Une des particularités de l’invention repose sur le fait que le système d’échange de chaleur comprend au moins deux dispositifs annulaires d’échange de chaleur indépendants et que chacun de ces dispositifs est dédié au refroidissement d’un équipement différent.
La turbomachine 1 qui est très schématiquement représentée par un rectangle à la figure 8 et qui peut être comparable à celle de la figure 1 , comprend :
- un circuit d’huile principal C1 pour le refroidissement d’un équipement mécanique de la turbomachine 1 ou du générateur de gaz 2, cet équipement mécanique étant par exemple un réducteur 10 ou un palier 15, et
- un circuit d’huile secondaire C2 pour le refroidissement d’un équipement électronique 16 de la turbomachine 1 ou du générateur de gaz 2.
Le système d’échange de chaleur 20 de la turbomachine 1 est situé dans une veine V2 du type précité et est balayé par au moins une partie du flux de gaz F2 s’écoulant dans cette veine. Ce système d’échange de chaleur 20 comprend une premier circuit C21 de refroidissement relié au circuit d’huile secondaire C2 et un second circuit de refroidissement C11 relié au circuit d’huile principal C1 .
Selon l’invention, le système d’échange de chaleur 20 comprend des premier et deuxième dispositifs annulaires d’échange de chaleur 21 , 30, qui sont indépendants et disposés axialement l’un derrière l’autre dans la veine V2.
Le premier dispositif d’échange de chaleur 21 comporte le premier circuit de refroidissement C21 et est dédié au refroidissement du circuit d’huile secondaire C2 et donc à l’équipement électronique 16. Le deuxième dispositif d’échange de chaleur 30 comporte le second circuit de refroidissement C11 et est dédié au refroidissement du circuit d’huile principal C1 et donc à l’équipement mécanique.
Le premier dispositif d’échange de chaleur 21 est situé en amont du deuxième dispositif d’échange de chaleur 30 par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz F2 dans la veine V2.
Dans l’exemple représenté, les dispositifs 21 , 30 sont situés sur la paroi interne 23 mais en variante ils pourraient être situés sur la paroi externe 22.
Ces dispositifs 21 , 30 sont de préférence du type air-huile et par exemple surfacique et comprennent chacun une matrice d’échange thermique 26 située dans la veine V2 et coiffée par un capot annulaire 27.
Dans l’exemple représenté, les deux dispositifs 21 , 30 ont le même capot 27 ou partagent le même capot 27.
Les matrices d’échange thermique 26 des dispositifs 21 , 30 sont à distance axiale l’une de l’autre et le capot 27 comprend une première extrémité 27a située en amont de la matrice d’échange thermique 26 du dispositif 21 par rapport à l’écoulement du flux de gaz F2, et qui a une forme divergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2, et une seconde extrémité 27b située en aval de la matrice d’échange thermique 26 du dispositif 30 par rapport à l’écoulement du flux de gaz F2, et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2.
Dans l’exemple représenté, les extrémités 27a, 27b ont chacune une forme tronconique ou bombée.
Chacun des dispositifs 21 , 30 peut comprendre une matrice d’échange thermique 26 unique, ou sectorisée et comprendre deux ou plus matrices d’échange thermiques réparties autour de l’axe X, comme évoqué dans ce qui précède.
Dans l’exemple représenté, le premier dispositif 21 situé à gauche sur le dessin, est un dispositif amont qui occupe une hauteur h dans la veine comprise entre 20 et 50% de la hauteur H. Le second dispositif 30 situé à droite sur le dessin, est un dispositif aval qui occupe une hauteur h’ dans la veine comprise entre 20 et 50% de la hauteur H’, h ‘ peut être supérieure ou inférieure à h.
On comprend qu’une partie périphérique interne F2’ du flux d’air F2 (par exemple 5 à 30% du débit) s’écoulant dans la veine V2 va pénétrer dans le dispositif 21 alors que le reste va contourner le dispositif 21 par l’extérieur. Ce flux de gaz F2’ va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C2, puis va ensuite pénétrer dans le dispositif 30 pour participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C1 . Le dispositif 30 est ainsi traversé par un flux de gaz F2’ qui a déjà servi à un refroidissement, ce qui limite l’impact sur le flux de gaz restant qui contourne le système 20. Comme la température de l’huile dans le circuit C2 est inférieure à la température de l’huile dans le circuit C1 , le besoin en refroidissement du circuit C2 est inférieur au besoin en refroidissement du circuit C1. Cela signifie que la puissance dissipée par le circuit C2 dans le flux de gaz est relativement faible et affecte peu la température de ce flux de gaz qui peut assurer un refroidissement efficace du circuit d’huile C1 dans le dispositif 30.
Le second mode de réalisation illustré à la figure 9 diffère du premier mode de réalisation en ce que les dispositifs 21 , 30 s’étendent sur toute la hauteur de la veine V2 et sont donc reliés respectivement aux deux parois 22, 23.
Les dispositifs 21 , 30 sont espacés axialement l’un de l’autre et ne comportent pas de capot.
Chacun des dispositifs 21 , 30 peut comprendre une matrice d’échange thermique 26 unique, ou sectorisée et comprendre deux ou plus matrices d’échange thermiques réparties autour de l’axe X, comme évoqué dans ce qui précède.
On comprend que la totalité du flux de gaz F2 s’écoulant dans la veine V2 va pénétrer dans le dispositif 21 et va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C2, puis va ensuite pénétrer dans le dispositif 30 pour participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C1 .
Le dispositif 30 est ainsi traversé par un flux de gaz F2 qui a déjà servi au refroidissement, comme évoqué dans ce qui précède.
Le troisième mode de réalisation illustré à la figure 10 diffère du premier mode de réalisation notamment par le fait qu’il comprend trois dispositifs annulaires d’échange de chaleur 21 , 30, 40 qui s’étendent autour de l’axe X et sont situés dans la veine V2.
Le premier dispositif 21 est relié aux deux parois 22, 23 et s’étend sur toute la hauteur de la veine V2. Sa hauteur h1 est ainsi égale à la hauteur H1 de la veine dans cette zone. Ce dispositif est similaire au dispositif 21 de la figure 9. Le deuxième dispositif 30 est porté par l’une des parois, et en particulier la paroi interne 23, et s’étend sur une hauteur h2 prédéterminée dans la veine (de hauteur H2 dans cette zone). Ce dispositif 30 est similaire au dispositif 30 de la figure 8 à la différence près qu’il comprend son propre capot 27.
Le troisième dispositif 40 est porté par l’autre des parois, en particulier la paroi externe 22, et s’étend sur une hauteur h3 prédéterminée dans la veine (de hauteur H3 dans cette zone). Ce dispositif 40 comporte un troisième circuit de refroidissement C31 qui est dédié au refroidissement d’un circuit d’huile tertiaire C3 d’un autre équipement mécanique - avantageusement différent de l’équipement mécanique refroidi par le circuit primaire C1 .
Le dispositif 30 est par exemple utilisé pour refroidir le réducteur 10 et le dispositif 40 est par exemple choisi pour refroidir un ou plusieurs des paliers 15, ou inversement.
Chacun des dispositifs 30, 40 comporte une matrice d’échange thermique 26 et un capot annulaire 27, 27’ qui est situé entre les parois 22, 23 de la veine V2 et qui recouvre cette matrice d’échange thermique 26.
Le capot 27 du dispositif 30 comprend une première extrémité 27a située en amont de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme divergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2, et une seconde extrémité 27b située en aval de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2.
Le dispositif 40 comprend un capot 27’ qui comprend une première extrémité 27a’ située en amont de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme divergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2, et une seconde extrémité 27b’ située en aval de la matrice d’échange thermique 26 par rapport à l’écoulement du flux de gaz, et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz F2.
Les capots 27, 27’ des dispositifs 30, 40 sont à distance axiale l’un de l’autre, mais peuvent en variante se chevaucher mutuellement en direction radiale.
On comprend que la totalité du flux de gaz F2 s’écoulant dans la veine V2 va pénétrer dans le dispositif 21 et va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C2. Ensuite, une partie périphérique interne du flux d’air F2 (par exemple 5 à 30% du débit) s’écoulant dans la veine va pénétrer dans le dispositif 30 alors que le reste va contourner le dispositif 30. Le flux de gaz qui pénètre dans le dispositif 30 va participer au refroidissement de l’huile dans le circuit C1 .
Une partie du flux de gaz qui contourne le dispositif 30 va ensuite pénétrer dans le dispositif 40 pour participer au refroidissement de l’huile dans le circuit 3.
Dans les différents modes de réalisation décrits dans ce qui précède, le circuit d’huile secondaire C2 comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 90°C par exemple. Le circuit d’huile principal C1 , voire également le circuit d’huile tertiaire C3 dans le cas de la figure 10, comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 160°C par exemple.
L’invention apporte plusieurs avantages parmi lesquels :
• Amélioration des performances aérothermiques des dispositifs : le concept proposé permet d’optimiser l’écoulement d’un point de vue aérothermique dans chaque dispositif. En effet, le système d’échange de chaleur n’occupe pas forcément toute la hauteur radiale disponible, ce qui rend possible d’installer un dispositif divergent/convergent en amont/aval pour mieux gérer l’écoulement dans chacun des échangeurs, sans obstruer la veine, et ainsi de réaliser un ralentissement important du flux traversant chaque dispositif. Cela permet d’optimiser les performances aérothermiques de chaque dispositif, de réduire les pertes de charges côté air, et d’avoir des dispositifs plus efficaces ;
• Le fait d’installer les dispositifs de part et d’autre des parois de la veine permet de prélever de l’air à la même température en entrée de ces deux dispositifs, qui est approximativement la même que celle en entrée veine. Cela évite de réutiliser le même flux d’air réchauffé en sortie du premier échangeur pour refroidir l’huile dans le deuxième échangeur, et ainsi d’augmenter les performances aérothermiques des deux dispositifs ;
• Le décalage axial entre deux dispositifs permet de désencombrer la veine dans la direction radiale.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine (1 ) d’aéronef, la turbomachine (1 ) ayant un axe longitudinal (X) et comportant :
- un générateur de gaz (2) s’étendant le long de l’axe (X) et comportant au moins un compresseur (4, 4b), une chambre annulaire de combustion (5), et au moins une turbine (6a, 6b),
- un circuit d’huile principal (C1 ) pour le refroidissement d’un équipement mécanique de la turbomachine (1 ) ou du générateur de gaz (2),
- un circuit d’huile secondaire (C2) pour le refroidissement d’un équipement électronique (16) de la turbomachine (1 ) ou du générateur de gaz (2),
- une veine (V2) d’écoulement d’un flux de gaz (F2), qui s’écoule dans la turbomachine (1 ) et/ou le générateur de gaz (2), cette veine (V2) étant définie par deux parois annulaires, respectivement externe (22) et interne (23), qui s’étendent l’une autour de l’autre et autour de l’axe (X), et
- un système (20) d’échange de chaleur situé dans ladite veine (V2) pour être balayé par au moins une partie dudit flux de gaz (F2), ce système d’échange de chaleur (20) comprenant un premier circuit de refroidissement (C21 ) relié au circuit d’huile secondaire (C2) et un second circuit de refroidissement (C11 ) relié au circuit d’huile principal (C1 ), caractérisée en ce que le système (20) d’échange de chaleur comprend des premier et deuxième dispositifs annulaires d’échange de chaleur (21 , 30), qui sont indépendants et disposés axialement l’un derrière l’autre dans la veine (V2), le premier dispositif d’échange de chaleur (21 ) comportant ledit premier circuit de refroidissement (C21 ) qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile secondaire (C2), et le deuxième dispositif d’échange de chaleur (30) comportant ledit second circuit de refroidissement (C21 ) qui est dédié au refroidissement du circuit d’huile principal (C1 ), le premier dispositif d’échange de chaleur (21 ) étant situé en amont du deuxième dispositif d’échange de chaleur (30) par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz (F2) dans la veine (V2).
2. Turbomachine (1 ) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que les dispositifs (21 , 30) sont portés par l’une des parois (22, 23) et s’étendent sur une partie seulement d’une hauteur (H) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle sont situés les dispositifs (21 , 30).
3. Turbomachine (1 ) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les dispositifs (21 , 30) s’étendent sur au plus 75%, voire au plus 50%, de la hauteur (H) de la veine (V2).
4. Turbomachine (1 ) selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que les dispositifs (21 , 30) comprennent chacun une matrice d’échange thermique (26) et un capot annulaire (27) unique qui est situé entre les parois (22, 23) de la veine (V2) et qui recouvre les matrices d’échange thermique (26) des deux dispositifs (21 , 30), le capot (27) comprenant une première extrémité (27a) qui est située en amont de la matrice d’échange thermique (26) du premier dispositif (21 ) et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz (F2), et une seconde extrémité (27b) qui est située en aval de la matrice d’échange thermique (26) du second dispositif (30) et qui a une forme convergente vis-à-vis du flux de gaz (F2).
5. Turbomachine (1 ) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que les dispositifs (21 , 30) sont reliés aux deux parois (22, 23) et s’étendent sur toute une hauteur (H) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle sont situés les dispositifs (21 , 30).
6. Turbomachine (1 ) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que le système (20) d’échange de chaleur comprend un troisième dispositif annulaire d’échange de chaleur (40), qui est indépendant des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur (21 , 30) et qui est disposé en aval des premier et deuxième dispositifs d’échange de chaleur (21 , 30), le troisième dispositif d’échange de chaleur (40) comportant un troisième circuit de refroidissement (C31 ).
7. Turbomachine (1 ) selon la revendication 6, caractérisée en ce que le troisième dispositif (40) est porté par l’une des parois (22, 23) et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur (H) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le troisième dispositif (40).
8. Turbomachine (1 ) selon la revendication 7, caractérisée en ce que :
- le premier dispositif (21 ) est relié aux deux parois (22, 23) et s’étend sur toute une hauteur (H1 ) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le premier dispositif (21 ),
- le deuxième dispositif (30) est porté par l’une des parois (22, 23) et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur (H2) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le deuxième dispositif (30), et
- le troisième dispositif (40) est porté par l’autre des parois (22, 23) et s’étend sur une partie seulement d’une hauteur (H3) de la veine (V2), cette hauteur étant mesurée en direction radiale dans une zone de la veine (V2) dans laquelle est situé le troisième dispositif (40).
9. Turbomachine (1 ) selon la revendication 8, caractérisée en ce que chacun des deuxième et troisième dispositifs (30, 40) comporte une matrice d’échange thermique (26) et un capot annulaire (27, 27’) qui est situé entre les parois (22, 23) de la veine (V2) et qui recouvre cette matrice d’échange thermique (26), le capot (27) comprenant une première extrémité (27a) qui est située en amont de la matrice d’échange thermique (26) et qui a une forme divergente vis-à-vis du flux de gaz (F2), et une seconde extrémité (27b) qui est située en aval de la matrice d’échange thermique (26) et qui a une forme convergente vis-à-vis de ce flux de gaz (F2).
10. Turbomachine (1 ) selon la revendication 9, caractérisée en ce que les capots (27, 27’) des deuxième et troisième dispositifs (30, 40) sont à distance axiale l’un de l’autre, ou se chevauchent mutuellement en direction radiale.
11. Turbomachine (1 ) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’équipement mécanique est un palier à roulement (15) ou un réducteur (10), et l’équipement électronique (16) est un calculateur ou une machine électrique.
12. Turbomachine (1 ) selon la revendication 11 , en dépendance de l’une des revendications 6 à 10, caractérisée en ce que le troisième circuit de refroidissement (C31 ) est relié à un circuit d’huile tertiaire qui est dédié au refroidissement d’un autre équipement mécanique.
13. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les dispositifs sont à distance axiale l’un de l’autre ou les uns des autres.
14. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le premier dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique, et/ou le deuxième dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique, et/ou le troisième dispositif d’échange de chaleur est du type surfacique.
15. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le ou chaque dispositif d’échange de chaleur est du type SACOC ou ACOC.
16. Procédé de refroidissement d’au moins un équipement mécanique et d’un équipement électronique (16) dans une turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le circuit d’huile secondaire (C2) comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 90°C, et le circuit d’huile principal (C1), voire également le circuit d’huile tertiaire (C3), comprend une huile ayant une température inférieure ou égale à 160°C.
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