EP4702225A1 - Système et procédé de refroidissement d'une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Système et procédé de refroidissement d'une turbomachine d'aéronef

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Publication number
EP4702225A1
EP4702225A1 EP24718212.4A EP24718212A EP4702225A1 EP 4702225 A1 EP4702225 A1 EP 4702225A1 EP 24718212 A EP24718212 A EP 24718212A EP 4702225 A1 EP4702225 A1 EP 4702225A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
circulation
air flow
fuel
flow
heat exchanger
Prior art date
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Pending
Application number
EP24718212.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jérémy Edmond Fert
Bruno Robert Gaully
Aly DIALLO
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4702225A1 publication Critical patent/EP4702225A1/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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/34—Conditioning fuel, e.g. heating
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/22—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being gaseous at standard temperature and pressure
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • 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 field of aircraft turbomachines and more particularly to the cooling of a gas turbine of an aircraft turbomachine.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are being or will be adopted by various States. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them compliant with the regulations in force. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • the Applicant is constantly working to reduce its negative climate impact by using methods and operating virtuous development and manufacturing processes and minimizing greenhouse gas emissions to the minimum possible in order to reduce the environmental footprint of its activity.
  • the invention is the result of technological research aimed at very significantly improving the performance of aircraft and, in this sense, contributes to reducing the environmental impact of aircraft.
  • the invention relates to the field of aircraft comprising a turbomachine powered by a fuel (more generally called combustible) stored in a cryogenic tank.
  • an aircraft comprises a propulsion assembly 1 to enable its movement.
  • the propulsion assembly 1 extends longitudinally along an axis X and is configured to participate in the propulsion of the aircraft by acceleration of an air flow A which circulates from upstream to downstream.
  • the terms "upstream” and “downstream” are understood with reference to the longitudinal axis X which extends from upstream to downstream.
  • the propulsion assembly 1 comprises a fan 2 configured to generate the air flow A to supply a gas turbomachine 3 and enable the propulsion of the aircraft.
  • the gas turbomachine 3 comprises successively along the longitudinal axis X, at least one compressor 31, a combustion chamber 32 and at least one gas turbine 33.
  • the compressor 31 is configured to receive the air flow A from the fan 2 and compress it so as to supply the combustion chamber 32.
  • the exhaust air flow AE has a very high temperature, generally of the order of 1700°C (2000K). Such a temperature requires cooling the gas turbine 33 which receives the exhaust air flow AE.
  • cooling air flow AR takes a portion of the compressed air flow A, hereinafter “cooling air flow AR”, from the compressor 31 and injects it into the gas turbine 33.
  • the cooling air flow AR, coming from the compressor 31, has a lower temperature than that of the exhaust air flow AE, which ensures efficient cooling.
  • the invention thus aims to eliminate at least some of these drawbacks by proposing a simple and efficient gas turbine cooling system while guaranteeing optimum safety in the gas turbomachine.
  • the cooling system according to the invention advantageously makes it possible to cool the gas turbine efficiently and safely using air flows taken from the compressor.
  • the heat transfer fluid loop eliminates any risk of mixing between air and fuel, thus ensuring a high level of safety.
  • two cooling circuits ensure that the gas turbine is cooled even if one of them fails, for example. Modulation is also possible to achieve a compromise between efficiency and the desired and optimal cooling.
  • the air for cooling the gas turbine is advantageously cooled efficiently, via the heat transfer fluid loop, by means of fuel from a cryogenic tank, which represents a significant source of cold.
  • fuel refers to a fuel intended to be burned in the combustion chamber of a gas turbine engine.
  • a series assembly allows the first hot air flow from the compressor to be cooled, then the second air flow, while heating the heat transfer fluid, which can then advantageously heat the fuel flow.
  • the heat transfer fluid is cooled efficiently to return to the loop and cool the air flow.
  • Cascade cooling allows the temperature difference to be reduced quickly.
  • this eliminates the need for an independent conditioning system, thereby limiting the size and weight of the aircraft and therefore limiting greenhouse gas emissions and the impact on the environment.
  • the compressor of the gas turbomachine comprising a low pressure stage and a high pressure stage, configured to compress the incoming air flow to supply the combustion chamber, the first air flow is a low pressure air flow from the low pressure stage and the second air flow is a high pressure air flow from the high pressure stage.
  • Such an embodiment advantageously makes it possible to first cool the air flow from the high pressure compressor which is supercompressed and therefore hotter, then the air flow from the low pressure compressor which is less hot and whose cooling requirements are less significant.
  • each cooling circuit comprises a first circulation duct and a second circulation duct mounted in parallel respectively in the first cooling circuit and in the second cooling circuit.
  • Each cooling circuit thus comprises a redundancy of the circulation ducts, which advantageously makes it possible to ensure the circulation of the first air flow and the second air flow in the cooling circuits, making it possible to guarantee effective cooling of the turbine, even in the event of a fault in one of the circulation ducts, and therefore a high level of safety.
  • the two air flows from the compressor are thus not allowed to circulate simultaneously in the two circulation ducts of the same cooling circuit, which makes it possible to provide redundancy of the cooling circuits, thus making it possible to secure the cooling of the gas turbine even in the event of damage to one of the circulation ducts, for example.
  • the gas turbine can also advantageously be cooled by an air flow from the compressor without penalizing the gas turbomachine by taking a limited fraction of the compressed air flow.
  • the distribution member advantageously makes it possible to regulate the flow rate in each cooling circuit. Thanks to the distribution members, it is also possible to allow, for example, operation in degraded mode in the event of damage to one of the elements of the cooling circuits while ensuring that the turbine is cooled to a minimum, so as to guarantee high levels of safety.
  • the cooling system comprising at least a first flow rate measuring member of the first air flow in each circulation duct of the first cooling circuit and a second flow rate measuring member of the second air flow in each circulation duct of the second cooling circuit
  • the computer is configured to prohibit the circulation of the first air flow, respectively the second air flow, in one of the circulation ducts when the first flow rate measuring member, respectively the second flow rate measuring member, measures a flow rate lower than a predetermined flow rate threshold in said circulation duct.
  • Safety in the cooling system is thus guaranteed by allowing the detection of a leak without the circulation of a cooled air flow being affected.
  • the gas turbine can continue to be cooled thanks to the cooling circuit which does not have a fault.
  • the calculator is configured to, when the first distribution member prohibits the circulation of the first air flow in the first circulation duct following the measurement of too high a flow rate by the first measuring member, authorize the circulation of the first air flow in the second circulation duct. The same is true in the second cooling circuit.
  • the cooling system comprises at least a first member for measuring the temperature of the first air flow in each circulation duct of the first cooling circuit and a second member for measuring the temperature of the second air flow in each circulation duct of the second cooling circuit.
  • the computer is configured to prohibit the circulation of the first air flow, respectively the second air flow, in one of the circulation ducts when the first temperature measuring member, respectively the second temperature measuring member, measures a temperature higher than a predetermined temperature threshold. Indeed, the more the pressure increases, the more the temperature increases.
  • the computer advantageously controls the closing of the circulation duct of the cooling circuit whose temperature is too high, indicating a fault in said circulation duct, which allows the cooling circuit to continue to operate safely.
  • the gas turbine engine comprising an oil circuit configured to circulate a flow of lubricating oil through the compressor so as to lubricate and cool it
  • the cooling system comprises a fourth heat exchanger, mounted in the heat transfer fluid circulation loop and in the oil circuit, configured to cool the flow of oil during the circulation of the heat transfer fluid.
  • the single heat transfer fluid circulation loop can thus advantageously both cool the gas turbine, heat the fuel flow for injection and cool the lubricating oil.
  • the gas turbomachine comprising an oil circuit configured to circulate a flow of lubricating oil through the compressor so as to lubricate and cool it, the oil flow is configured to participate in the reheating of at least one of the fuel flows while being cooled by said fuel after its passage into the combustion chamber.
  • a propulsion assembly 1 configured to allow the movement of an aircraft.
  • the propulsion assembly 1 extends longitudinally along an axis X and is configured to participate in the propulsion of the aircraft by acceleration of an air flow A circulating from upstream to downstream.
  • upstream and downstream refer to the axis X which extends from upstream to downstream of the propulsion assembly 1, as shown in the .
  • the propulsion assembly 1 comprises a fan 2 configured to rotate about the longitudinal axis X, so as to generate an incoming air flow A to supply a gas turbomachine 3 and generate thrust according to a bypass ratio.
  • the gas turbomachine 3 comprises, successively from upstream to downstream, a compressor 31, a combustion chamber 32 and a gas turbine 33.
  • the compressor 31 is configured to receive the incoming air flow A from the fan 2 and compress it, so as to supply the combustion chamber 32.
  • the combustion between the compressed air flow A and a fuel flow Q generates an exhaust air flow AE which drives the gas turbine 33 in rotation, thus driving the compressor 31 and the fan 2.
  • the compressor 31 comprises a low pressure stage 31B and a high pressure stage 31H.
  • the low pressure stage 31B and the high pressure stage 31H make it possible to gradually compress the air flow A to reach a predetermined pressure ratio and allow the introduction of a sufficiently compressed air flow A into the combustion chamber 32.
  • Such a gas turbomachine 3 is known to those skilled in the art and its operation will not be described in more detail in this document.
  • the gas turbomachine 3 is configured to be powered by fuel Q stored in a cryogenic tank R.
  • the fuel Q is stored at a temperature of the order of -253 to -251°C (20 to 22 Kelvins). At this temperature, the fuel flow Q is liquid.
  • the fuel Q is hydrogen but the invention applies to other types of fuel, for example, liquid methane or liquefied natural gas.
  • a fuel circuit CQ connects the cryogenic tank R to the combustion chamber 32 of the gas turbomachine 3, so as to supply it with a fuel flow Q circulating in the fuel circuit CQ.
  • cooling system S of the gas turbomachine 3 is also represented on the , a cooling system S of the gas turbomachine 3 according to one embodiment of the invention.
  • the cooling system S is configured to cool the gas turbine 33 of the gas turbomachine 3 from an air flow taken from the compressor 31.
  • the cooling system S comprises a first cooling circuit CD1 and a second cooling circuit CD2.
  • the first cooling circuit CD1 is configured to take a first air flow D1 from the compressor 31 and to inject it into the gas turbine 33.
  • the second cooling circuit CD2 is configured to take a second air flow D2, distinct from the first air flow D1, from the compressor 31 and to inject it into the gas turbine 33.
  • the first air flow D1 is a low pressure air flow from the low pressure stage 31B and the second air flow D2 is a high pressure air flow from the high pressure stage 31H, as shown in the .
  • cooling system S comprising two cooling circuits CD1, CD2 mounted between the compressor 31 and the gas turbine 33, however, it goes without saying that the cooling system S could comprise a different number of cooling circuits, in particular a number greater than two.
  • the cooling system S comprises a circulation loop CF of a heat transfer fluid F.
  • the circulation loop CF is a closed loop in which the heat transfer fluid F, for example nitrogen, stored in a heat transfer fluid tank 4, circulates.
  • the heat transfer fluid F for example nitrogen
  • the use of a heat transfer fluid F makes it possible to circulate an intermediate fluid between the fuel flow Q and the air flows D1, D2, as will be described in more detail below, advantageously making it possible to avoid any risk of contact between the fuel flow Q and the air flows D1, D2.
  • the cooling system S comprises a pump 5, preferably with non-contact drive, for example a magnetic drive pump.
  • the pump 5 is configured to circulate the heat transfer fluid F at a predefined pressure and flow rate, for example allowing a pressure to be imposed in the circulation loop CF greater than the pressure of the fuel flow Q in the fuel circuit CQ.
  • the pressure in the circulation loop CF is greater than or equal to 3.4x10 6 Pa (34 bar) and the temperature is greater than or equal to -147°C (126 K), allowing the circulation of nitrogen in a supercritical state, which allows a stable flow of the heat transfer fluid F in the circulation loop CF.
  • the cooling system S comprises a first heat exchanger 61, a second heat exchanger 62 and a third heat exchanger 63 mounted in the circulation loop CF of the heat transfer fluid F.
  • the first heat exchanger 61 is mounted both in the first cooling circuit CD1 and in the circulation loop CF and is configured to cool the first air flow D1 during the circulation of the heat transfer fluid F.
  • the first flow D1 is configured to be cooled by frigories transferred by the previously cooled heat transfer fluid F.
  • the second heat exchanger 62 is mounted both in the second cooling circuit CD2 and in the circulation loop CF and is configured to cool the second air flow D2 during the circulation of the heat transfer fluid F.
  • the third heat exchanger 63 is mounted both in the circulation loop CF and in the fuel circuit CQ and is configured to cool the heat transfer fluid F from the circulation of the fuel flow Q from the cryogenic tank R.
  • the fuel flow Q represents a significant cold source which makes it possible to cool the heat transfer fluid F allowing the latter to subsequently cool the first air flow D1 and the second air flow D2, as will be described in more detail below.
  • the fuel flow Q can advantageously be reheated the air flows D1, D2 before being injected into the combustion chamber 32 of the gas turbomachine 3.
  • the circulation loop CF is configured to circulate the heat transfer fluid F successively in the second heat exchanger 62, the first heat exchanger 61 and the third heat exchanger 63.
  • the circulation loop CF thus makes it possible to successively cool the second air flow D2 and the first air flow D1 from the compressor 31.
  • the heat transfer fluid F is configured to first cool the second air flow D2 from the high pressure stage 31H which is hotter than the first air flow D1 from the low pressure stage 31B. Indeed, the higher the pressure, the higher the temperature of the air flow.
  • the second hotter air flow D2 at the outlet of the compressor 31 can be cooled more efficiently by the cold heat transfer fluid F.
  • the first air flow D1 less hot than the second air flow D2 requires fewer frigories to be cooled and is therefore cooled by a less cold heat transfer fluid F since it has already transferred frigories to the second air flow D2.
  • the first cooling circuit CD1 comprises a first circulation duct CD11 and a second circulation duct CD12 mounted in parallel in the first cooling circuit CD1 between the compressor 31 and the turbine 33.
  • the second cooling circuit CD2 comprises a first circulation duct CD21 and a second circulation duct CD22 mounted in parallel in the second cooling circuit CD2 between the compressor 31 and the turbine 33 (in the embodiment shown in FIG. , each cooling circuit CD1, CD2 comprises a single circulation duct).
  • the first air flow D1 is configured to circulate either in the first circulation duct CD11 or in the second circulation duct CD12 of the first cooling circuit CD1.
  • the second air flow D2 is configured to circulate either in the first circulation duct CD21 or in the second circulation duct CD22 of the second cooling circuit CD2.
  • each air flow D1 preferably does not circulate simultaneously in the two circulation ducts of the cooling circuit CD1, CD2.
  • the cooling system S preferably comprises a first controllable distribution member 71 mounted in the first cooling circuit CD1 and a second controllable distribution member 72 mounted in the second cooling circuit CD2.
  • the first distribution member 71 is configured to regulate the flow rate of the first air flow D1 in each of the two circulation ducts CD11, CD12.
  • the second distribution member 72 is configured to regulate the flow rate of the second air flow D2 in each of the two circulation ducts CD21, CD22.
  • each distribution member 71, 72 is mounted respectively directly at the inlet of the first cooling circuit CD1 and of the second cooling circuit CD2, so as to limit the circulation of the first air flow D1, respectively of the second air flow D2, in one or the other of the circulation ducts CD11, CD12, CD21, CD22 and therefore in each heat exchanger 61, 62 when necessary.
  • each distribution member 71, 72 is in the form of a control valve.
  • the first distribution member 71 and the second distribution member 72 are preferably controllable by a computer 9.
  • the computer 9 is configured to allow circulation of the first air flow D1 only in one of the two circulation ducts CD11, CD12 of the first cooling circuit CD1 and circulation of the second air flow D2 only in one of the two circulation ducts CD21, CD22 of the second cooling circuit CD2.
  • a limited flow of air is taken from the compressor 31 to be used in the cooling system S, which makes it possible not to penalize the performance of the gas turbomachine 3.
  • the cooling system S thus advantageously has redundancy of the circulation ducts in each cooling circuit CD1, CD2.
  • the cooling system S preferably comprises a first measuring member 81 of the flow rate of the first air flow D1 in each circulation duct CD11, CD12, CD21, CD22 of the first cooling circuit CD1 and a second measuring member 82 of the flow rate of the second air flow D2 in each circulation duct CD11, CD12, CD21, CD22 of the second cooling circuit CD2.
  • Each measuring member 81, 82 is for example in the form of a flow meter.
  • the computer 9 is configured to control the first distribution member 71 and the second distribution member 72, as a function of the measurement of the flow rate of each circulation duct by each measuring member 81, 82 of the flow rate.
  • the computer 9 is configured to stop the circulation of the air flow D1, D2 in the circulation duct concerned, so as to limit any risk of damage to the gas turbomachine 3.
  • the cooling system S comprises a measuring member 81, 82 for measuring the flow rate upstream and downstream of each heat exchanger 61, 62, making it possible to detect a leak in the heat exchanger 61, 62.
  • upstream and downstream are understood here to mean the flow of the heat transfer fluid F in the circulation loop CF, in which the heat transfer fluid F circulates between an outlet and an inlet of the tank 4, successively via the second heat exchanger 62, the first heat exchanger 61 and the third heat exchanger 63.
  • the cooling system S comprises one or more measuring members (not shown) upstream and/or downstream of the third heat exchanger 63, so as to detect, for example, a leak in the fuel circuit CQ.
  • the cooling system S comprises a distribution member 73, mounted in the fuel circuit CQ, preferably at the outlet of the cryogenic tank R, and configured to stop the circulation of the fuel flow Q in the fuel circuit CQ.
  • the cooling system S comprises one or more temperature measuring members (not shown).
  • the computer 9 is then configured to detect a rise in temperature in each circulation duct CD11, CD12, CD21, CD22 of each cooling circuit CD1, CD2, so as to control the stopping of the circulation of the air flow D1, D2 in one of the circulation ducts CD11, CD12, CD21, CD22 which would have a fault.
  • the cooling system S could just as well comprise both one or more flow rate measuring members 81, 82 and one or more temperature measuring members on each cooling circuit CD1, CD2 allowing dual monitoring to ensure the detection of a fault and thus guarantee the durability of the cooling system S and the gas turbomachine 3.
  • the propulsion assembly 1 also comprises an oil circuit CH configured to circulate a flow of lubricating oil H in the compressor 31 so as to lubricate and cool it.
  • the oil circuit CH comprises an oil storage tank 9 and is configured to allow the circulation of the flow of oil H in a closed loop.
  • Such an oil circuit CH is known to those skilled in the art and its operation will not be described in more detail in this document.
  • the cooling system S comprises a fourth heat exchanger 64, mounted in the circulation loop CF of the heat transfer fluid F and in the oil circuit CH.
  • the fourth heat exchanger 64 is configured to cool the oil flow H during the circulation of the heat transfer fluid F.
  • the circulation loop CF is configured to circulate the heat transfer fluid F successively in the fourth heat exchanger 64, the second heat exchanger 62, the first heat exchanger 61 and the third heat exchanger 63.
  • the oil flow H is efficiently cooled by the heat transfer fluid F directly at the outlet of the pump 5.
  • the gas turbomachine 3 is configured to be powered by two separate fuel flows Q1, Q2.
  • the gas turbomachine 3 is configured to be powered by a first fuel flow Q1 circulating in a first fuel circuit CQ1 and by a second fuel flow Q2 circulating in a second fuel circuit CQ2.
  • the first fuel flow Q1 and the second fuel flow Q2 are stored in the same cryogenic tank R.
  • the first fuel circuit CQ1 and the second fuel circuit CQ2 are each mounted between the cryogenic tank R and the combustion chamber 32 of the gas turbomachine 3 to respectively power it with the first fuel flow Q1 and/or the second fuel flow Q2.
  • the first fuel flow Q1 and the second fuel flow Q2 are stored in two separate cryogenic tanks R1, R2 mounted in the aircraft.
  • Each fuel circuit CQ1, CQ2 is mounted respectively between each cryogenic tank R1, R2 and the combustion chamber 32 of the gas turbomachine 3.
  • the use of two fuel circuits CQ1, CQ2 makes it possible to use only a fraction of the fuel Q required by the turbomachine 3 to ensure the cooling of the gas turbine 33.
  • the cooling system S then comprises in this example, a first circulation loop CF1 of a first heat transfer fluid F1 and a second circulation loop CF2 of a second heat transfer fluid F2, the first heat exchanger 61, the second heat exchanger 62 and the third heat exchanger 63 described above being mounted in the first circulation loop CF1.
  • the first heat transfer fluid F1 is in this example cooled by the first fuel flow Q1 circulating in the first fuel circuit CQ1.
  • the cooling system S comprises a first pump 51 for allowing the circulation of the first heat transfer fluid F1 (initially stored in a first cryogenic tank 41) in the first circulation loop CF1 and a second pump 52 for allowing the circulation of the second heat transfer fluid F2 (initially stored in a second cryogenic tank 42) in the second circulation loop CF2.
  • the cooling system S also comprises a fifth heat exchanger 65 and a sixth heat exchanger 66 mounted in the second circulation loop CF2. More specifically, the fifth heat exchanger 65 is mounted both in the second circulation loop CF2 and in a circuit of the exhaust flow AE of the gas turbine 33 and is configured to heat the second heat transfer fluid F2 during the circulation of the exhaust flow AE. The sixth heat exchanger 66 is configured to heat the second heat transfer fluid F2 during the circulation of the second fuel flow Q2.
  • Such an embodiment makes it possible to cool the air flows D1, D2 from the compressor 31 by means of the first fuel flow Q1 via the first circulation loop CF1 of the first heat transfer fluid F1, while efficiently heating the second fuel flow Q2 by means of the exhaust flow AE from the gas turbine 33 via the second circulation loop CF2 of the second heat transfer fluid F2.
  • the cooling system S could alternatively comprise both two circulation loops CF1, CF2 of two heat transfer fluids F1, F2 for heating two fuel flows Q1, Q2, an oil circuit CH and a fourth heat exchanger 64, mounted both on the oil circuit CH and on one of the circulation loops CF1, CF2 of heat transfer fluids F1, F2 for cooling the oil flow H during the circulation of one of the heat transfer fluids F1, F2.
  • the oil circuit CH could also alternatively comprise two heat exchangers to cool the oil flow H successively by means of the two circulation loops CF1, CF2 of heat transfer fluids F1, F2.
  • a method of cooling the gas turbomachine 3 will now be described with reference to the , according to an embodiment of the invention.
  • a fuel flow Q circulates in the fuel circuit CQ between the cryogenic tank R and the combustion chamber 32 of the gas turbomachine 3.
  • the pump 5 makes it possible to circulate the heat transfer fluid F in the circulation loop CF.
  • a preliminary step E0 the fuel flow Q from the cryogenic tank R passes through the third heat exchanger 63 in which it cools the heat transfer fluid F circulating in the circulation loop CF.
  • the method then comprises a first step E1 of sampling the first air flow D1 and the second air flow D2 in the compressor 31 of the gas turbomachine 3, so as to circulate them respectively in the first cooling circuit CD1 and in the second cooling circuit CD2.
  • a distribution member 71, 72 being mounted on each cooling circuit CD1, CD2, the first distribution member 71 authorizes the circulation of the first air flow D1 in a first circulation duct CD11 of the first cooling circuit CD1 and prohibits the circulation of the first air flow D1 in a second circulation duct CD12 of the first cooling circuit CD1.
  • the second distribution member 72 authorizes the circulation of the second air flow D2 in a first circulation duct CD21 of the second cooling circuit CD2 and prohibits the circulation of the second air flow D2 in the second circulation duct CD22 of the second cooling circuit CD2.
  • the heat transfer fluid F which has been cooled by the fuel flow Q in the third heat exchanger 63, passes through the second heat exchanger 62 then the first heat exchanger 61.
  • the first air flow D1 which circulates in the first cooling circuit CD1 is cooled in the first heat exchanger 61 by the circulation of the heat transfer fluid F.
  • the first air flow D1 circulates in the first cooling circuit CD1 and is injected into the gas turbine 33 to cool it, in a step E3.
  • the heat transfer fluid F then passes through the third heat exchanger 63 again, in a step E4, in which it exchanges calories with the fuel flow Q.
  • the heat transfer fluid F is cooled by cryogenic fuel Q so that it can then return to the tank 4 before cooling the first air flow D1 in the first heat exchanger 61, while the fuel flow Q is reheated, so as to be able to be injected into the combustion chamber 32 of the gas turbomachine 3.
  • the method comprises a step E4 of measuring the flow rate of the first air flow D1 in each circulation duct CD11, CD12 of the first cooling circuit CD1 and comparing, by the computer 9, the measured flow rate with a predetermined flow rate threshold.
  • the computer 9 controls, in a step E5, the first distribution member 71, so as to prohibit the circulation of the first air flow D1 in the first circulation duct CD11 of the first cooling circuit CD1 and to authorize the circulation of the first air flow D1 in the second circulation duct CD12 of the first cooling circuit CD1.
  • the circulation of the first air flow D1 is thus advantageously ensured thanks to the redundancy of the circulation ducts, which makes it possible to ensure effective cooling of the gas turbine 33.
  • the heat transfer fluid F circulating in the circulation loop CF passes through the second heat exchanger 62 in which it transfers frigories to the second air flow D2.
  • the second air flow D2 circulates in the second cooling circuit CD2 and is injected into the gas turbine 33 to cool it.

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Abstract

Un système de refroidissement (S) d'une turbomachine à gaz (3) comprenant : un premier circuit de refroidissement (CD1) configuré pour injecter dans la turbine à gaz (33) un premier flux d'air (D1) issu du compresseur (31), un deuxième circuit de refroidissement (CD2) configuré injecter dans la turbine à gaz (33) un deuxième flux d'air (D2) issu du compresseur (31), une boucle de circulation (CF) d'un fluide caloporteur (F), un premier échangeur de chaleur (61), configuré pour refroidir le premier flux d'air (Dl) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), un deuxième échangeur de chaleur (62), configuré pour refroidir le deuxième flux d'air (D2) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), et un troisième échangeur de chaleur (63) configuré pour refroidir le fluide caloporteur (F) à partir de la circulation d'un flux de carburant (Q) cryogénique, le fluide caloporteur (F) circulant successivement dans le deuxième échangeur de chaleur (62), le premier échangeur de chaleur (61) et le troisième échangeur de chaleur (63).

Description

    Système et procédé de refroidissement d’une turbomachine d’aéronef
  • La présente invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef et plus particulièrement le refroidissement d’une turbine à gaz d’une turbomachine d’aéronef.
  • Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers Etats. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
  • Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
  • Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire l'empreinte environnementale de son activité.
  • Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’aéronefs, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
  • A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des aéronefs. Pour cela, l’invention concerne le domaine des aéronefs comprenant une turbomachine alimentée par un carburant (plus généralement nommé combustible) stocké dans un réservoir cryogénique.
  • De manière connue, en référence à la , un aéronef comprend un ensemble propulsif 1 pour permettre son déplacement. L’ensemble propulsif 1 s’étend longitudinalement suivant un axe X et est configuré pour participer à la propulsion de l’aéronef par accélération d’un flux d’air A qui circule d’amont en aval. Dans ce document, les termes « amont » et « aval » s’entendent en référence à l’axe longitudinal X qui s’étend d’amont en aval. Pour cela, l’ensemble propulsif 1 comprend une soufflante 2 configurée pour générer le flux d’air A pour alimenter une turbomachine à gaz 3 et permettre la propulsion de l’aéronef.
  • Comme cela est connu, la turbomachine à gaz 3 comprend successivement suivant l’axe longitudinal X, au moins un compresseur 31, une chambre de combustion 32 et au moins une turbine à gaz 33. Le compresseur 31 est configuré pour recevoir le flux d’air A issu de la soufflante 2 et le comprimer de manière à alimenter la chambre de combustion 32. Un flux d’air d’échappement AE, issu de la combustion, dans la chambre de combustion 32, entre le carburant et le flux d’air comprimé, entraine la turbine à gaz 33 en rotation qui entraine le compresseur 31 avec la soufflante 2.
  • En pratique, en sortie de la chambre de combustion 32, le flux d’air d’échappement AE possède une température très élevée, généralement de l’ordre de 1700°C (2000K). Une telle température impose de refroidir la turbine à gaz 33 qui reçoit le flux d’air d’échappement AE.
  • Pour refroidir la turbine à gaz 33, il est connu de prévoir un circuit de refroidissement CD qui prélève une partie du flux d’air A comprimé, ci-après « flux d’air de refroidissement AR », dans le compresseur 31 et l’injecte dans la turbine à gaz 33. Le flux d’air de refroidissement AR, issu du compresseur 31, possède une température plus faible que celle du flux d’air d’échappement AE, ce qui assure un refroidissement efficace.
  • En référence à la , pour refroidir plus efficacement la turbine à gaz 33, il est connu de prévoir un échangeur de chaleur 6 dans le circuit de refroidissement CD afin d’apporter des frigories au flux d’air de refroidissement AR. Il a été proposé de faire circuler dans l’échangeur de chaleur 6 un flux de carburant Q, en particulier de l’hydrogène, qui est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins) dans un réservoir cryogénique R de l’aéronef. Le carburant Q représente alors une source froide importante pouvant apporter des frigories au flux d’air de refroidissement AR.
  • En pratique, une telle architecture peut présenter des risques d’endommagement de la turbomachine à gaz 2 en cas de fuite dans l’échangeur de chaleur 6. Du carburant pourrait ainsi être conduit par le circuit de refroidissement à proximité de la turbine à gaz qui est une zone chaude de la turbomachine à gaz 2.
  • L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un système de refroidissement d’une turbine à gaz simple et efficace tout en garantissant une sécurité optimale dans la turbomachine à gaz.
    • PRESENTATION DE L’INVENTION
  • L’invention concerne un système de refroidissement d’une turbomachine à gaz d’aéronef, la turbomachine à gaz étant configurée pour être alimentée par un carburant stocké dans au moins un réservoir cryogénique et comprenant successivement suivant un axe longitudinal au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine à gaz, un flux de carburant circulant dans un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, le système de refroidissement comprenant :
    • un premier circuit de refroidissement configuré pour prélever dans le compresseur un premier flux d’air et pour l’injecter dans la turbine à gaz,
    • un deuxième circuit de refroidissement configuré pour prélever dans le compresseur un deuxième flux d’air et pour l’injecter dans la turbine à gaz,
    • au moins une boucle de circulation d’un fluide caloporteur,
    • un premier échangeur de chaleur, monté dans le premier circuit de refroidissement et dans la boucle de circulation, configuré pour refroidir le premier flux d’air lors de la circulation du fluide caloporteur,
    • un deuxième échangeur de chaleur, monté dans le deuxième circuit de refroidissement et dans la boucle de circulation, configuré pour refroidir le deuxième flux d’air lors de la circulation du fluide caloporteur, et
    • un troisième échangeur de chaleur, monté dans la boucle de circulation, et configuré pour refroidir le fluide caloporteur à partir de la circulation du flux de carburant,
    • la boucle de circulation étant configurée pour faire circuler le fluide caloporteur successivement dans le deuxième échangeur de chaleur le premier échangeur de chaleur et le troisième échangeur de chaleur.
  • Le système de refroidissement selon l’invention permet avantageusement de refroidir efficacement et en toute sécurité la turbine à gaz à partir de flux d’air prélevés dans le compresseur. La boucle de fluide caloporteur permet de s’affranchir de tout risque de mélange entre l’air et le carburant, assurant ainsi un niveau de sécurité élevé.
  • De plus, deux circuits de refroidissement permettent de s’assurer du refroidissement de la turbine à gaz même en cas de panne de l’un d’eux par exemple. Une modulation est également possible pour obtenir un compromis entre le rendement et le refroidissement désiré et optimal.
  • L’air pour le refroidissement de la turbine à gaz est avantageusement refroidi de manière efficace, via la boucle de fluide caloporteur, grâce au carburant issu d’un réservoir cryogénique, qui représente une source de froid importante. Dans ce document, le terme « carburant » désigne un combustible destiné à être brûlé dans la chambre de combustion d’une turbomachine à gaz.
  • Un montage en série permet de refroidir le premier flux d’air chaud issu du compresseur puis le deuxième flux d’air, tout en réchauffant le fluide caloporteur qui pourra ensuite avantageusement réchauffer le flux de carburant. En réchauffant le flux de carburant, le fluide caloporteur est refroidi de manière efficace pour repartir dans la boucle et revenir refroidir le flux d’air. Le refroidissement en cascade permet de réduire de manière rapide la différence de température. De plus, le flux de carburant étant réchauffé par le fluide caloporteur, cela permet de s’affranchir d’un système de conditionnement indépendant, permettant ainsi de limiter l’encombrement et le masse de l’aéronef et donc de limiter les émissions de gaz à effet de serre et l’impact sur l’environnement.
  • De manière préférée, le compresseur de la turbomachine à gaz comprenant un étage basse pression et un étage haute pression, configurés pour comprimer le flux d’air entrant pour alimenter la chambre de combustion, le premier flux d’air est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression et le deuxième flux d’air est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression. Une telle forme de réalisation permet avantageusement de refroidir en premier le flux d’air issu du compresseur haute pression qui est surcomprimé et donc plus chaud, puis le flux d’air issu du compresseur basse pression moins chaud et dont les besoins en refroidissement sont moins importants.
  • Dans une forme de réalisation, chaque circuit de refroidissement comprend un premier conduit de circulation et un deuxième conduit de circulation montés en parallèle respectivement dans le premier circuit de refroidissement et dans le deuxième circuit de refroidissement. Chaque circuit de refroidissement comprend ainsi une redondance des conduits de circulation, ce qui permet avantageusement de s’assurer de la circulation du premier flux d’air et du deuxième flux d’air dans les circuits de refroidissement, permettant de garantir un refroidissement efficace de la turbine, même en cas de défaut de l’un des conduits de circulation, et donc un niveau de sûreté important.
  • Dans une forme de réalisation :
    • le premier circuit de refroidissement comprend un premier organe de distribution commandable configuré pour réguler le débit du premier flux d’air entre le premier conduit de circulation et le deuxième conduit de circulation,
    • le deuxième circuit de refroidissement comprend un deuxième organe de distribution commandable configuré pour réguler le débit du deuxième flux d’air entre le premier conduit de circulation et le deuxième conduit de circulation, et
    • le système de refroidissement comprend un calculateur configuré pour autoriser une circulation du premier flux d’air uniquement dans l’un du premier conduit de circulation ou du deuxième conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et une circulation du deuxième flux d’air uniquement dans l’un du premier conduit de circulation ou du deuxième conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement.
  • Les deux flux d’air issus du compresseur ne sont ainsi pas autorisés à circuler simultanément dans les deux conduits de circulation d‘un même circuit de refroidissement, ce qui permet d’offrir une redondance des circuits de refroidissement, permettant ainsi de sécuriser le refroidissement de la turbine à gaz même en cas d’endommagement de l’un des conduits de circulation par exemple. La turbine à gaz peut également avantageusement être refroidie par un flux d’air issu du compresseur sans pénaliser la turbomachine à gaz en prélevant une fraction limitée du flux d’air comprimé. L’organe de distribution permet en effet avantageusement de réguler le débit dans chaque circuit de refroidissement. Grâce aux organes de distribution, il est également possible de permettre par exemple un fonctionnement en mode dégradé en cas d’endommagement de l’un des éléments des circuits de refroidissement tout en s’assurant que la turbine soit un minimum refroidie, de manière à garantir des niveaux de sécurité importants.
  • Dans une forme de réalisation, le système de refroidissement comprenant au moins un premier organe de mesure du débit du premier flux d’air dans chaque conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et un deuxième organe de mesure du débit du deuxième flux d’air dans chaque conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement, le calculateur est configuré pour interdire la circulation du premier flux d’air, respectivement du deuxième flux d’air, dans l’un des conduits de circulation lorsque le premier organe de mesure du débit, respectivement le deuxième organe de mesure du débit, mesure un débit inférieur à un seuil de débit prédéterminé dans ledit conduit de circulation. La sécurité dans le système de refroidissement est ainsi garantie en permettant la détection d’une fuite sans que la circulation d’un flux d’air refroidi soit affectée. La turbine à gaz peut continuer à être refroidie grâce au circuit de refroidissement qui ne présente pas de défaut. En effet, le calculateur est configuré pour, lorsque le premier organe de distribution interdit la circulation du premier flux d’air dans le premier conduit de circulation suite à la mesure d’un débit trop important par le premier organe de mesure, autoriser la circulation du premier flux d’air dans le deuxième conduit de circulation. Il en est de même dans le deuxième circuit de refroidissement.
  • De manière alternative, le système de refroidissement comprend au moins un premier organe de mesure de la température du premier flux d’air dans chaque conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et un deuxième organe de mesure de la température du deuxième flux d’air dans chaque conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement. Le calculateur est configuré pour interdire la circulation du premier flux d’air, respectivement du deuxième flux d’air, dans l’un des conduits de circulation lorsque le premier organe de mesure de la température, respectivement le deuxième organe de mesure de la température, mesure une température supérieure à un seuil de température prédéterminé. En effet, plus la pression augmente, plus la température augmente. Le calculateur commande avantageusement la fermeture du conduit de circulation du circuit de refroidissement dont la température est trop élevée, indiquant un défaut dudit conduit de circulation, ce qui permet au circuit de refroidissement de continuer à fonctionner en toute sécurité.
  • Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz comprenant un circuit d’huile configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification via le compresseur de manière à le lubrifier et à le refroidir, le système de refroidissement comprend un quatrième échangeur de chaleur, monté dans la boucle de circulation du fluide caloporteur et dans le circuit d’huile, configuré pour refroidir le flux d’huile lors de la circulation du fluide caloporteur. L’unique boucle de circulation d’un fluide caloporteur peut ainsi avantageusement à la fois refroidir la turbine à gaz, réchauffer le flux de carburant en vue de son injection et refroidir l’huile de lubrification.
  • Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz étant configurée pour être alimentée par un premier flux carburant circulant dans un premier circuit de carburant et par un deuxième flux de carburant circulant dans un deuxième circuit de carburant stockés dans au moins un réservoir cryogénique,
    • le système de refroidissement comprenant au moins une première boucle de circulation d’un premier fluide caloporteur et une deuxième boucle de circulation d’un deuxième fluide caloporteur,
    • le premier échangeur de chaleur, le deuxième échangeur de chaleur et le troisième échangeur de chaleur étant montés dans la première boucle de circulation,
    • le système de refroidissement comprend :
      • un cinquième échangeur de chaleur monté dans la deuxième boucle de circulation et dans un circuit du flux d’échappement, configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur lors de la circulation du flux d’échappement, et
      • un sixième échangeur de chaleur monté dans la deuxième boucle de circulation et configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur lors de la circulation du deuxième flux de carburant.
  • L’utilisation de deux circuits de carburant distincts permet de n’utiliser qu’une fraction du carburant nécessaire dans la chambre de combustion pour refroidir les flux d’air via le fluide caloporteur. Il est également possible d’adapter le débit de circulation de chaque flux de carburant pour favoriser soit un refroidissement de la turbine à gaz soit un réchauffage du carburant.
  • Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz comprenant un circuit d’huile configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification via le compresseur de manière à le lubrifier et à le refroidir, le flux d’huile est configuré pour participer au réchauffage d’au moins l’un des flux de carburant tout en étant refroidi par ledit carburant après son passage dans la chambre de combustion.
  • L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins :
    • un réservoir cryogénique,
    • une turbomachine à gaz comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à gaz,
    • un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant, et
    • au moins un système de refroidissement de la turbomachine à gaz tel que décrit précédemment.
  • Enfin, l’invention porte sur un procédé de refroidissement d’une turbomachine à gaz d’aéronef, la turbomachine à gaz étant configuré pour être alimentée par un carburant stocké dans un réservoir cryogénique et comprenant successivement suivant un axe longitudinal un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à gaz, un flux de carburant circulant dans un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, le procédé de refroidissement comprenant les étapes consistant à :
    • Prélever un premier flux d’air et un deuxième flux d’air dans le compresseur de la turbomachine à gaz,
    • Refroidir respectivement le deuxième flux d’air dans un deuxième échangeur de chaleur et/ou le premier flux d’air dans un premier échangeur de chaleur lors de la circulation du fluide caloporteur, le fluide caloporteur ayant été initialement refroidi dans un troisième échangeur de chaleur lors de la circulation du flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique, et
    • Injecter, dans la turbine à gaz au moins le premier flux d’air et/ou le deuxième flux
     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 refroidissement selon l’art antérieur.
  • La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une première forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une deuxième forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une troisième forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une quatrième 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 ensemble propulsif 1 configuré pour permettre le déplacement d’un aéronef. L’ensemble propulsif 1 s’étend longitudinalement selon un axe X et est configuré pour participer à la propulsion de l’aéronef par accélération d’un flux d’air A circulant d’amont en aval. Les termes « amont » et « aval » se réfèrent à l’axe X qui s’étend depuis l’amont vers l’aval de l’ensemble propulsif 1, comme représenté sur la .
  • L’ensemble propulsif 1 comprend une soufflante 2 configurée pour tourner autour de l’axe longitudinal X, de manière à générer un flux d’air A entrant pour alimenter une turbomachine à gaz 3 et générer de la poussée en fonction d’un taux de dilution.
  • Pour cela, la turbomachine à gaz 3 comprend, successivement d’amont en aval, un compresseur 31, une chambre de combustion 32 et une turbine à gaz 33. Le compresseur 31 est configuré pour recevoir le flux d’air A entrant issu de la soufflante 2 et le comprimer, de manière à alimenter la chambre de combustion 32. Dans la chambre de combustion 32, la combustion entre le flux d’air A comprimé et un flux de carburant Q génère un flux d’air d’échappement AE qui entraine la turbine à gaz 33 en rotation entrainant ainsi le compresseur 31 et la soufflante 2.
  • En particulier, dans cet exemple, en référence à la , le compresseur 31 comprend un étage basse pression 31B et un étage haute pression 31H. L’étage basse pression 31B et l’étage haute pression 31H permettent de comprimer progressivement le flux d’air A pour atteindre un rapport de pression prédéterminé et permettre l’introduction d’un flux d’air A suffisamment comprimé dans la chambre de combustion 32. Une telle turbomachine à gaz 3 est connue de l’homme du métier et son fonctionnement ne sera pas décrit plus en détail dans ce document.
  • Selon un aspect de l’invention, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par du carburant Q stocké dans un réservoir cryogénique R. En particulier, dans le réservoir cryogénique R, le carburant Q est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins). A cette température, le flux de carburant Q est liquide. Dans cet exemple, le carburant Q est de l’hydrogène mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié.
  • Comme représenté sur la , un circuit de carburant CQ relie le réservoir cryogénique R à la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3, de manière à l’alimenter avec un flux de carburant Q circulant dans le circuit de carburant CQ.
  • Il est également représenté sur la , un système de refroidissement S de la turbomachine à gaz 3 selon une forme de réalisation de l’invention. En particulier, le système de refroidissement S est configuré pour refroidir la turbine à gaz 33 de la turbomachine à gaz 3 à partir d’un flux d’air prélevé dans le compresseur 31.
  • Pour cela, le système de refroidissement S comprend un premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième circuit de refroidissement CD2. Le premier circuit de refroidissement CD1 est configuré pour prélever un premier flux d’air D1 dans le compresseur 31 et pour l’injecter dans la turbine à gaz 33. De manière analogue, le deuxième circuit de refroidissement CD2 est configuré pour prélever un deuxième flux d’air D2, distinct du premier flux d’air D1, dans le compresseur 31 et pour l’injecter dans la turbine à gaz 33.
  • Dans cet exemple dans lequel le compresseur 31 comprend un étage basse pression 31B et un étage haute pression 31H, le premier flux d’air D1 est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression 31B et le deuxième flux d’air D2 est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression 31H, comme représenté sur la .
  • Il est représenté un système de refroidissement S comprenant deux circuits de refroidissement CD1, CD2 montés entre le compresseur 31 et la turbine à gaz 33, cependant, il va de soi que le système de refroidissement S pourrait comprendre un nombre différent de circuits de refroidissement, en particulier un nombre supérieur à deux.
  • Selon un aspect de l’invention, en référence aux figures 2 et 3, le système de refroidissement S comprend une boucle de circulation CF d’un fluide caloporteur F. De préférence, la boucle de circulation CF est une boucle fermée dans laquelle circule le fluide caloporteur F, par exemple de l’azote, stocké dans un réservoir de fluide caloporteur 4. L’utilisation d’un fluide caloporteur F permet de faire circuler un fluide intermédiaire entre le flux de carburant Q et les flux d’air D1, D2, comme cela sera décrit plus en détails par la suite, permettant avantageusement de s’affranchir de tout risque de contact entre le flux de carburant Q et les flux d’air D1, D2.
  • Pour permettre la circulation du fluide caloporteur F, le système de refroidissement S comprend une pompe 5, de préférence à entrainement sans contact, par exemple une pompe à entrainement magnétique. De manière préférée, la pompe 5 est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F à une pression et un débit prédéfinis, permettant par exemple d’imposer une pression dans la boucle de circulation CF supérieure à la pression du flux de carburant Q dans le circuit de carburant CQ. A titre d’exemple, la pression dans la boucle de circulation CF est supérieure ou égale à 3,4x106 Pa (34 bar) et la température est supérieure ou égale à -147 °C (126 K), permettant la circulation de l’azote dans un état supercritique, ce qui permet un écoulement stable du fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF.
  • Pour permettre un refroidissement du premier flux d’air D1 et du deuxième flux d’air D2 avant qu’ils soient introduits dans la turbine à gaz 33, comme représenté sur les figures 2 et 3, le système de refroidissement S comprend un premier échangeur de chaleur 61, un deuxième échangeur de chaleur 62 et un troisième échangeur de chaleur 63 montés dans la boucle de circulation CF du fluide caloporteur F.
  • En particulier, le premier échangeur de chaleur 61 est monté à la fois dans le premier circuit de refroidissement CD1 et dans la boucle de circulation CF et est configuré pour refroidir le premier flux d’air D1 lors de la circulation du fluide caloporteur F. Autrement dit, le premier flux D1 est configuré pour être refroidi par des frigories transférées par le fluide caloporteur F préalablement refroidi. De manière analogue, le deuxième échangeur de chaleur 62 est monté à la fois dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 et dans la boucle de circulation CF et est configuré pour refroidir le deuxième flux d’air D2 lors de la circulation du fluide caloporteur F.
  • Le troisième échangeur de chaleur 63 est monté à la fois dans la boucle de circulation CF et dans le circuit de carburant CQ et est configuré pour refroidir le fluide caloporteur F à partir de la circulation du flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R. En effet, le flux de carburant Q représente une source froide importante qui permet de refroidir le fluide caloporteur F permettant à ce dernier de refroidir par la suite le premier flux d’air D1 et le deuxième flux d’air D2, comme cela sera décrit plus en détails par la suite. En parallèle, le flux de carburant Q peut avantageusement être réchauffé les flux d’air D1, D2 avant d’être injecté dans la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3.
  • Selon un aspect de l’invention, la boucle de circulation CF est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F successivement dans le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63. La boucle de circulation CF permet ainsi de refroidir successivement le deuxième flux d’air D2 et le premier flux d’air D1 issus du compresseur 31. Ainsi, dans l’exemple dans lequel le premier flux d’air D1 est issu de l’étage basse pression 31B du compresseur 31 et le deuxième flux d’air D2 est issu de l’étage haute pression 31H, le fluide caloporteur F est configuré pour refroidir en premier lieu le deuxième flux d’air D2 issu de l’étage haute pression 31H qui est plus chaud que le premier flux d’air D1 issu de l’étage basse pression 31B. En effet, plus la pression est élevée, plus le flux d’air possède une température élevée. Autrement dit, le deuxième flux d’air D2 plus chaud en sortie du compresseur 31 peut être refroidi de manière plus efficace par le fluide caloporteur F froid. De manière incidente, le premier flux d’air D1 moins chaud que le deuxième flux d’air D2 nécessite moins de frigories pour être refroidi et est donc refroidi par un fluide caloporteur F moins froid puisqu’il a déjà transféré des frigories au deuxième flux d’air D2.
  • Dans une forme de réalisation représentée sur la , le premier circuit de refroidissement CD1 comprend un premier conduit de circulation CD11 et un deuxième conduit de circulation CD12 montés en parallèle dans le premier circuit de refroidissement CD1 entre le compresseur 31 et la turbine 33. De manière analogue, le deuxième circuit de refroidissement CD2 comprend un premier conduit de circulation CD21 et un deuxième conduit de circulation CD22 montés en parallèle dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 entre le compresseur 31 et la turbine 33 (dans la forme de réalisation représentée sur la , chaque circuit de refroidissement CD1, CD2 comprend un unique conduit de circulation). Le premier flux d’air D1 est configuré pour circuler soit dans le premier conduit de circulation CD11, soit dans le deuxième conduit de circulation CD12 du premier circuit de refroidissement CD1. Le deuxième flux d’air D2 est configuré pour circuler à soit dans le premier conduit de circulation CD21, soit dans le deuxième conduit de circulation CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Autrement dit, chaque flux d’air D1 ne circule, de préférence, pas simultanément dans les deux conduits de circulation du circuit de refroidissement CD1, CD2.
  • Pour cela, toujours en référence à la , le système de refroidissement S comprend, de préférence, un premier organe de distribution 71 commandable monté dans le premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième organe de distribution 72 commandable monté dans le deuxième circuit de refroidissement CD2. Le premier organe de distribution 71 est configuré pour réguler le débit du premier flux d’air D1 dans chacun des deux conduits de circulation CD11, CD12. De même, le deuxième organe de distribution 72 est configuré pour réguler le débit du deuxième flux d’air D2 dans chacun des deux conduits de circulation CD21, CD22. De manière préférée, chaque organe de distribution 71, 72 est monté respectivement directement en entrée du premier circuit de refroidissement CD1 et du deuxième circuit de refroidissement CD2, de manière à limiter la circulation du premier flux d’air D1, respectivement du deuxième flux d’air D2, dans l’un ou l’autre des conduits de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 et donc dans chaque échangeur de chaleur 61, 62 lorsque cela est nécessaire. Dans cet exemple, chaque organe de distribution 71, 72 se présente sous la forme d’une vanne de régulation.
  • Le premier organe de distribution 71 et le deuxième organe de distribution 72 sont de préférence commandables par un calculateur 9. De manière préférée, le calculateur 9 est configuré pour autoriser une circulation du premier flux d’air D1 uniquement dans l’un des deux conduits de circulation CD11, CD12 du premier circuit de refroidissement CD1 et une circulation du deuxième flux d’air D2 uniquement dans l’un des deux conduits de circulation CD21, CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Ainsi, un débit limité d’air est prélevé dans le compresseur 31 pour être utilisé dans le système de refroidissement S, ce qui permet de ne pas pénaliser les performances de la turbomachine à gaz 3. Le système de refroidissement S possède ainsi avantageusement une redondance des conduits de circulation dans chaque circuit de refroidissement CD1, CD2.
  • Toujours en référence à la , afin de contrôler l’état de chaque circuit de refroidissement CD1, CD2, le système de refroidissement S comprend, de manière préférée, un premier organe de mesure 81 du débit du premier flux d’air D1 dans chaque conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 du premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième organe de mesure 82 du débit du deuxième flux d’air D2 dans chaque conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Chaque organe de mesure 81, 82 se présente par exemple sous la forme d’un débitmètre. Dans cet exemple, le calculateur 9 est configuré pour commander le premier organe de distribution 71 et le deuxième organe de distribution 72, en fonction de la mesure du débit de chaque conduit de circulation par chaque organe de mesure 81, 82 du débit. A titre d’exemple, lorsque le débit dans l’un des conduits de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 est inférieur à un débit attendu, signifiant par exemple la présence d’une fuite, le calculateur 9 est configuré pour stopper la circulation du flux d’air D1, D2 dans le conduit de circulation concerné, de manière à limiter tout risque d’endommagement de la turbomachine à gaz 3.
  • Dans une forme de réalisation, le système de refroidissement S comprend un organe de mesure 81, 82 du débit en amont et en aval de chaque échangeur de chaleur 61, 62, permettant de détecter une fuite dans l’échangeur de chaleur 61, 62. Les termes « amont » et « aval » s’entendent ici suivant l’écoulement du fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF, dans lequel le fluide caloporteur F circule entre une sortie et une entrée du réservoir 4, via successivement le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63.
  • De manière analogue, dans un exemple de réalisation, le système de refroidissement S comprend un ou plusieurs organe(s) de mesure (non représentés) en amont et/ou en aval du troisième échangeur de chaleur 63, de manière à détecter par exemple une fuite dans le circuit de carburant CQ. Dans cette forme de réalisation, le système de refroidissement S comprend un organe de distribution 73, monté dans le circuit de carburant CQ, de préférence en sortie du réservoir cryogénique R, et configuré pour stopper la circulation du flux de carburant Q dans le circuit de carburant CQ.
  • Dans une forme de réalisation alternative, le système de refroidissement S comprend un ou plusieurs organes de mesure de la température (non représentés). Le calculateur 9 est alors configuré pour détecter une élévation de la température dans chaque conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 de chaque circuit de refroidissement CD1, CD2, de manière à commander l’arrêt de la circulation du flux d’air D1, D2 dans l’un des conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 qui présenterait un défaut. Il va de soi que le système de refroidissement S pourrait tout aussi bien comprendre à la fois un ou plusieurs organe(s) de mesure 81, 82 du débit et un ou plusieurs organe(s) de mesure de la température sur chaque circuit de refroidissement CD1, CD2 permettant une double surveillance pour s’assurer de la détection d’un défaut et garantir ainsi la pérennité du système de refroidissement S et de la turbomachine à gaz 3.
  • En référence à la , l’ensemble propulsif 1 comprend également un circuit d’huile CH configuré pour faire circuler un flux d’huile H de lubrification dans le compresseur 31 de manière à le lubrifier et à le refroidir. Le circuit d’huile CH comprend un réservoir de stockage 9 d’huile et est configuré pour permettre la circulation du flux d’huile H selon une boucle fermée. Un tel circuit d’huile CH est connu de l’homme du métier et son fonctionnement ne sera pas décrit plus en détails dans ce document.
  • Dans un exemple de réalisation, toujours en référence à la , le système de refroidissement S comprend un quatrième échangeur de chaleur 64, monté dans la boucle de circulation CF du fluide caloporteur F et dans le circuit d’huile CH. Le quatrième échangeur de chaleur 64 est configuré pour refroidir le flux d’huile H lors de la circulation du fluide caloporteur F. Dans cette forme de réalisation, la boucle de circulation CF est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F successivement dans le quatrième échangeur de chaleur 64, le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63. Ainsi, le flux d’huile H est refroidi de manière efficace par le fluide caloporteur F directement en sortie de la pompe 5.
  • En référence à la , dans une forme de réalisation alternative, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par deux flux de carburant Q1, Q2 distincts. En particulier, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par un premier flux de carburant Q1 circulant dans un premier circuit de carburant CQ1 et par un deuxième flux de carburant Q2 circulant dans un deuxième circuit de carburant CQ2. Dans un exemple, le premier flux de carburant Q1 et le deuxième flux de carburant Q2 sont stockés dans un même réservoir cryogénique R. Le premier circuit de carburant CQ1 et le deuxième circuit de carburant CQ2 sont montés chacun entre le réservoir cryogénique R et la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3 pour l’alimenter respectivement avec le premier flux de carburant Q1 et/ou le deuxième flux de carburant Q2. De manière alternative, comme représenté sur la , le premier flux de carburant Q1 et le deuxième flux de carburant Q2 sont stockés dans deux réservoirs cryogéniques R1, R2 distincts montés dans l’aéronef. Chaque circuit de carburant CQ1, CQ2 est monté respectivement entre chaque réservoir cryogénique R1, R2 et la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3.
  • De manière avantageuse, l’utilisation de deux circuits de carburant CQ1, CQ2, permet de n’utiliser qu’une fraction du carburant Q nécessaire à la turbomachine 3 pour assurer le refroidissement de la turbine à gaz 33.
  • Le système de refroidissement S comprend alors dans cet exemple, une première boucle de circulation CF1 d’un premier fluide caloporteur F1 et une deuxième boucle de circulation CF2 d’un deuxième fluide caloporteur F2, le premier échangeur de chaleur 61, le deuxième échangeur de chaleur 62 et le troisième échangeur de chaleur 63 décrits précédemment étant montés dans la première boucle de circulation CF1. Autrement dit, le premier fluide caloporteur F1 est dans cet exemple refroidi par le premier flux de carburant Q1 circulant dans le premier circuit de carburant CQ1.
  • Dans cette forme de réalisation, le système de refroidissement S comprend une première pompe 51 pour permettre la circulation du premier fluide caloporteur F1 (initialement stocké dans un premier réservoir cryogénique 41) dans la première boucle de circulation CF1 et une deuxième pompe 52 pour permettre la circulation du deuxième fluide caloporteur F2 (initialement stocké dans un deuxième réservoir cryogénique 42) dans la deuxième boucle de circulation CF2.
  • Le système de refroidissement S comprend également un cinquième échangeur de chaleur 65 et un sixième échangeur de chaleur 66 montés dans la deuxième boucle de circulation CF2. Plus précisément, le cinquième échangeur de chaleur 65 est monté à la fois dans la deuxième boucle de circulation CF2 et dans un circuit du flux d’échappement AE de la turbine à gaz 33 et est configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur F2 lors de la circulation du flux d’échappement AE. Le sixième échangeur de chaleur 66 est configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur F2 lors de la circulation du deuxième flux de carburant Q2.
  • Une telle forme de réalisation permet de refroidir les flux d’air D1, D2 issus du compresseur 31 au moyen du premier flux de carburant Q1 via la première boucle de circulation CF1 du premier fluide caloporteur F1, tout en réchauffant de manière efficace le deuxième flux de carburant Q2 grâce au flux d’échappement AE issu de la turbine à gaz 33 via la deuxième boucle de circulation CF2 du deuxième fluide caloporteur F2.
  • L’utilisation de deux circuits de carburant CQ1, CQ2 d’architecture dissymétrique permet d’augmenter la robustesse pour, le cas échéant, adapter les débits de circulation pour favoriser un refroidissement de la turbine à gaz 33 ou un réchauffage du carburant Q.
  • Il est représenté dans ce document une forme de réalisation alternative comprenant un circuit d’huile H et une autre forme de réalisation alternative comprenant deux circuits de carburant CQ1, CQ2 et deux boucles de circulation CF1, CF2 de deux fluides caloporteurs F1, F2, cependant, le système de refroidissement S pourrait alternativement comprendre à la fois deux boucles de circulation CF1, CF2 de deux fluides caloporteurs F1, F2 pour réchauffer deux flux de carburant Q1, Q2, un circuit d’huile CH et un quatrième échangeur de chaleur 64, monté à la fois sur le circuit d’huile CH et sur l’une des boucles de circulation CF1, CF2 de fluides caloporteurs F1, F2 pour refroidir le flux d’huile H lors de la circulation de l’un des fluides caloporteurs F1, F2. Le circuit d’huile CH pourrait également alternativement comprendre deux échangeurs de chaleur pour refroidir le flux d’huile H successivement au moyen des deux boucles de circulation CF1, CF2 de fluides caloporteurs F1, F2.
  • Il va dorénavant être décrit un procédé de refroidissement de la turbomachine à gaz 3 en référence à la , selon un mode de mise en œuvre de l’invention. Un flux de carburant Q circule dans le circuit de carburant CQ entre le réservoir cryogénique R et la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3. La pompe 5 permet de faire circuler le fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF.
  • Dans une étape préliminaire E0, le flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R traverse le troisième échangeur de chaleur 63 dans lequel il refroidit le fluide caloporteur F circulant dans la boucle de circulation CF.
  • Le procédé comprend alors une première étape E1 de prélèvement du premier flux d’air D1 et du deuxième flux d’air D2 dans le compresseur 31 de la turbomachine à gaz 3, de manière à les faire circuler respectivement dans le premier circuit de refroidissement CD1 et dans le deuxième circuit de refroidissement CD2. Dans cet exemple, un organe de distribution 71, 72 étant monté sur chaque circuit de refroidissement CD1, CD2, le premier organe de distribution 71 autorise la circulation du premier flux d’air D1 dans un premier conduit de circulation CD11 du premier circuit de refroidissement CD1 et interdit la circulation du premier flux d’air D1 dans un deuxième conduit de circulation CD12 du premier circuit de refroidissement CD1. De même, le deuxième organe de distribution 72 autorise la circulation du deuxième flux d’air D2 dans un premier conduit de circulation CD21 du deuxième circuit de refroidissement CD2 et interdit la circulation du deuxième flux d’air D2 dans le deuxième conduit de circulation CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2.
  • Dans une étape E2, le fluide caloporteur F, qui a été refroidi par le flux de carburant Q dans le troisième échangeur de chaleur 63, traverse le deuxième échangeur de chaleur 62 puis le premier échangeur de chaleur 61. Le premier flux d’air D1 qui circule dans le premier circuit de refroidissement CD1 est refroidi dans le premier échangeur de chaleur 61 par la circulation du fluide caloporteur F.
  • En sortie du premier échangeur de chaleur 61, le premier flux d’air D1 circule dans le premier circuit de refroidissement CD1 et est injecté dans la turbine à gaz 33 pour la refroidir, dans une étape E3.
  • Le fluide caloporteur F traverse ensuite à nouveau le troisième échangeur de chaleur 63, dans une étape E4, dans lequel il échange des calories avec le flux de carburant Q. En particulier, dans cette étape, le fluide caloporteur F est refroidi par du carburant Q cryogénique pour pouvoir ensuite retourner dans le réservoir 4 avant de refroidir le premier flux d’air D1 dans le premier échangeur de chaleur 61, pendant que le flux de carburant Q est réchauffé, de manière à pouvoir être injecté dans la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3.
  • Dans un mode de mise en œuvre, dans lequel le système de refroidissement S comprend un organe de mesure 81 du débit monté sur le premier circuit de refroidissement CD1, le procédé comprend une étape E4 de mesure du débit du premier flux d’air D1 dans chaque conduit de circulation CD11, CD12 du premier circuit de refroidissement CD1 et de comparaison, par le calculateur 9, du débit mesuré avec à un seuil de débit prédéterminé. Lorsque le débit mesuré est supérieur au seuil de débit prédéterminé, par exemple en cas de fuite dans le premier conduit de circulation CD11, le calculateur 9 commande, dans une étape E5, le premier organe de distribution 71, de manière à interdire la circulation du premier flux d’air D1 dans le premier conduit de circulation CD11 du premier circuit de refroidissement CD1 et à autoriser la circulation du premier flux d’air D1 dans le deuxième conduit de circulation CD12 du premier circuit de refroidissement CD1. La circulation du premier flux d’air D1 est ainsi avantageusement assurée grâce à la redondance des conduits de circulation, ce qui permet de s’assurer d’un refroidissement efficace de la turbine à gaz 33.
  • De manière analogue aux étapes E2 et E3, le fluide caloporteur F circulant dans la boucle de circulation CF traverse le deuxième échangeur de chaleur 62 dans lequel il transfère des frigories au deuxième flux d’air D2. En sortie du deuxième échangeur de chaleur 62, le deuxième flux d’air D2 circule dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 et est injecté dans la turbine à gaz 33 pour la refroidir.
    •

Claims (8)

  1. Système de refroidissement (S) d’une turbomachine à gaz (3) d’aéronef, la turbomachine à gaz (3) étant configurée pour être alimentée par un carburant (Q) stocké dans au moins un réservoir cryogénique (R) et comprenant successivement suivant un axe longitudinal (X) au moins un compresseur (31), une chambre de combustion (32) et au moins une turbine à gaz (33), un flux de carburant (Q) circulant dans un circuit de carburant (CQ) monté entre le réservoir cryogénique (R) et la chambre de combustion (32) de la turbomachine à gaz (3), le système de refroidissement (S) comprenant :
    • un premier circuit de refroidissement (CD1) configuré pour prélever dans le compresseur (31) un premier flux d’air (D1) et pour l’injecter dans la turbine à gaz (33),
    • un deuxième circuit de refroidissement (CD2) configuré pour prélever dans le compresseur (31) un deuxième flux d’air (D2) et pour l’injecter dans la turbine à gaz (33),
    • au moins une boucle de circulation (CF) d’un fluide caloporteur (F),
    • un premier échangeur de chaleur (61), monté dans le premier circuit de refroidissement (CD1) et dans la boucle de circulation (CF), configuré pour refroidir le premier flux d’air (D1) lors de la circulation du fluide caloporteur (F),
    • un deuxième échangeur de chaleur (62), monté dans le deuxième circuit de refroidissement (CD2) et dans la boucle de circulation (CF), configuré pour refroidir le deuxième flux d’air (D2) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), et
    • un troisième échangeur de chaleur (63), monté dans la boucle de circulation (CF), et configuré pour refroidir le fluide caloporteur (F) à partir de la circulation du flux de carburant (Q),
    • la boucle de circulation (CF) étant configurée pour faire circuler le fluide caloporteur (F) successivement dans le deuxième échangeur de chaleur (62), le premier échangeur de chaleur (61) et le troisième échangeur de chaleur (63).
  2. Système de refroidissement (S) selon la revendication 1, dans lequel le compresseur (31) de la turbomachine à gaz (3) comprenant un étage basse pression (31B) et un étage haute pression (31H), configurés pour comprimer le flux d’air entrant (A) pour alimenter la chambre de combustion (32), le premier flux d’air (D1) est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression (31B) et le deuxième flux d’air (D2) est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression (31H).
  3. Système de refroidissement (S) selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel  chaque circuit de refroidissement (CD1, CD2) comprend un premier conduit de circulation (CD11, CD21) et un deuxième conduit de circulation (CD12, CD22) montés en parallèle respectivement dans le premier circuit de refroidissement (CD1) et dans le deuxième circuit de refroidissement (CD2).
  4. Système de refroidissement (S) selon la revendication 3, dans lequel :
    • le premier circuit de refroidissement (CD1) comprend un premier organe de distribution (71) commandable configuré pour réguler le débit du premier flux d’air (D1) entre le premier conduit de circulation (CD11) et le deuxième conduit de circulation (CD12),
    • le deuxième circuit de refroidissement (CD2) comprend un deuxième organe de distribution (72) commandable configuré pour réguler le débit du deuxième flux d’air (D2) entre le premier conduit de circulation (CD21) et le deuxième conduit de circulation (CD22), et
    • le système de refroidissement (S) comprend un calculateur (9) configuré pour autoriser une circulation du premier flux d’air (D1) uniquement dans l’un du premier conduit de circulation (CD11) ou du deuxième conduit de circulation (CD12) du premier circuit de refroidissement (CD1) et une circulation du deuxième flux d’air (D2) uniquement dans l’un du premier conduit de circulation (CD21) ou du deuxième conduit de circulation (CD22) du deuxième circuit de refroidissement (CD2).
  5. Système de refroidissement (S) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel, la turbomachine à gaz (3) comprenant un circuit d’huile (CH) configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification (H) via le compresseur (31) de manière à le lubrifier, le système de refroidissement (S) comprend un quatrième échangeur de chaleur (64), monté dans la boucle de circulation (CF) du fluide caloporteur (F) et dans le circuit d’huile (CH), configuré pour refroidir le flux d’huile (H) lors de la circulation du fluide caloporteur (F).
  6. Système de refroidissement (S) selon l’une des revendications 1 à 5, la turbomachine à gaz (3) étant configurée pour être alimentée par un premier flux carburant (Q) circulant dans un premier circuit de carburant (CQ1) et par un deuxième flux de carburant (Q2) circulant dans un deuxième circuit de carburant (CQ2) stockés dans au moins un réservoir cryogénique (R),
    • le système de refroidissement (S) comprenant au moins une première boucle de circulation (CF1) d’un premier fluide caloporteur (F1) et une deuxième boucle de circulation (CF2) d’un deuxième fluide caloporteur (F2),
    • le premier échangeur de chaleur (61), le deuxième échangeur de chaleur (62) et le troisième échangeur de chaleur (63) étant montés dans la première boucle de circulation (CF1),
    • le système de refroidissement (S) comprenant :
      • un cinquième échangeur de chaleur (65) monté dans la deuxième boucle de circulation (CF2) et dans un circuit du flux d’échappement (AE), configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur (F2) lors de la circulation du flux d’échappement (AE), et
      • un sixième échangeur de chaleur (66) monté dans la deuxième boucle de circulation (CF2) et configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur (F2) lors de la circulation du deuxième flux de carburant (Q2).
  7. Aéronef comprenant au moins :
    • un réservoir cryogénique (R),
    • une turbomachine à gaz (3) comprenant au moins un compresseur (31), une chambre de combustion (32) et une turbine à gaz (33),
    • un circuit de carburant (CQ) monté entre le réservoir cryogénique (R) et la chambre de combustion (32) de la turbomachine à gaz (3), un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (CQ), et
    • au moins un système de refroidissement (S) de la turbomachine à gaz (3) selon l’une des revendications 1 à 6.
  8. Procédé de refroidissement d’une turbomachine à gaz (3) d’aéronef, la turbomachine à gaz (3) étant configuré pour être alimentée par un carburant (Q) stocké dans un réservoir cryogénique (R) et comprenant successivement suivant un axe longitudinal (X) un compresseur (31), une chambre de combustion (32) et une turbine à gaz (33), un flux de carburant (Q) circulant dans un circuit de carburant (CQ) monté entre le réservoir cryogénique (R) et la chambre de combustion (32) de la turbomachine à gaz (3), le procédé de refroidissement comprenant les étapes consistant à :
    • Prélever un premier flux d’air (D1) et un deuxième flux d’air (D2) dans le compresseur (31) de la turbomachine à gaz (3),
    • Refroidir respectivement le deuxième flux d’air (D2) dans un deuxième échangeur de chaleur (62) et/ou le premier flux d’air (D1) dans un premier échangeur de chaleur (61) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), le fluide caloporteur (F) ayant été initialement refroidi dans un troisième échangeur de chaleur (63) lors de la circulation du flux de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R), et
    • Injecter, dans la turbine à gaz (33) au moins le premier flux d’air (D1) et/ou le deuxième flux d’air (D2) refroidi.
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