EP4713573A1 - Système et procédé de détermination d'au moins une quantité de chaleur à apporter dans un système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Système et procédé de détermination d'au moins une quantité de chaleur à apporter dans un système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef

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Publication number
EP4713573A1
EP4713573A1 EP24724531.9A EP24724531A EP4713573A1 EP 4713573 A1 EP4713573 A1 EP 4713573A1 EP 24724531 A EP24724531 A EP 24724531A EP 4713573 A1 EP4713573 A1 EP 4713573A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
heat
fuel
heating module
turbomachine
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
EP24724531.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Adrien CAHUZAC
Samer MAALOUF
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
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 SA filed Critical Safran SA
Publication of EP4713573A1 publication Critical patent/EP4713573A1/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
    • B64D37/30—Fuel systems for specific fuels
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2260/81—Modelling or simulation
    • 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
    • F05D2260/82—Forecasts
    • F05D2260/821—Parameter estimation or prediction

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft comprising a turbomachine powered by fuel stored in a cryogenic tank.
  • 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 turbomachines powered by fuel stored in a cryogenic tank.
  • fuel particularly hydrogen
  • liquid form to limit the bulk and mass of aircraft tanks.
  • fuel is stored at a temperature of around -253 to -251°C (20 to 22 Kelvins) in a cryogenic tank of the aircraft.
  • the fuel In order to be injected into the combustion chamber of a turbomachine, the fuel must be conditioned, i.e. pressurized and heated, to allow for optimal combustion. Conditioning is, for example, necessary to reduce the risk of icing/solidification of the water vapor contained in the air circulating in the turbomachine, in particular at the fuel injectors.
  • a conditioning system SC comprises a fuel circuit 1 connected at the inlet to a cryogenic tank R and at the outlet to the combustion chamber of a turbomachine M.
  • the conditioning system SC is defined in an aircraft reference frame REF-A and in a turbomachine reference frame REF-M.
  • the cryogenic tank R is positioned in the aircraft reference frame REF-A while the turbomachine M is positioned in the turbomachine reference frame REF-M.
  • a fuel flow Q circulates from upstream to downstream in the fuel circuit 1.
  • the fuel flow Q has, at the outlet of the cryogenic tank R, conditions (for example in pressure and temperature) which are known and which correspond to specific requirements to allow the fuel to be stored in the liquid state in the cryogenic tank R.
  • the fuel flow Q must have, at the inlet of the turbomachine M, specific conditions which are different from the conditions at the outlet of the cryogenic tank R.
  • the conditions at the inlet of the turbomachine M allow the injection of the fuel Q into the combustion chamber of the turbomachine M, to allow optimal combustion as described above.
  • the fuel flow Q has, at an entry point P1 of the fuel circuit 1, entry conditions C1 (corresponding to the conditions at the outlet of the cryogenic tank R imposed by an aircraft manufacturer), and, at an exit point P2 of the fuel circuit 1, exit conditions C2 (corresponding to the conditions at the inlet of the turbomachine M).
  • the conditioning system SC comprises a mechanical pump 2 and a heating module 3 (shown only in the ).
  • the mechanical pump 2 is configured to circulate the fuel flow Q in the fuel circuit 1 and raise its pressure.
  • the heating module 3 is configured to provide calories to the fuel flow Q in order to heat it so that it can be injected into the turbomachine M.
  • the heating module 3 can belong to the aircraft reference system REF-A (as shown in the ) and extract heat from the aircraft (air from the cabin, heat from electrical or electronic systems, etc.) or belong to the turbomachine reference system REF-M to extract heat from the turbomachine M (heat from the lubricating oil, calories at the turbine outlet, heat from the nozzle, etc.).
  • the conditioning system SC can also, in a known manner, comprise several heating modules 3 mounted in the aircraft reference system REF-A and/or in the turbomachine reference system REF-M.
  • the selection of the heating module for an air conditioning system is currently carried out empirically in order to ensure that the output conditions are met. This generally leads to oversizing which affects the mass and size of the aircraft.
  • One of the objectives of the present invention is to enable the rigorous and reliable selection of one (or more) heating module(s) that meet(s) the requirements of a fuel conditioning system, in particular meeting the entry conditions and the exit conditions, for any phase of flight of the aircraft.
  • the invention aims in particular to limit the mass and the size of the conditioning system while limiting its complexity of implementation.
  • a specific enthalpy is an enthalpy determined for a unit of mass.
  • the method according to the invention makes it possible to determine the quantity of heat to be supplied in the heating module to allow optimal heating of the fuel flow.
  • the injection temperature is advantageously reached without the heating module being oversized, which makes it possible to limit both the mass and the size of the conditioning system.
  • the fuel flow is thus injected at controlled thermo-fluidic conditions, such as the density or the injection speed, allowing stable and optimal combustion of the fuel in the combustion chamber of the turbomachine. Thanks to the determination system according to the invention, the transport of the fuel flow in the entire fuel circuit is ensured at optimal temperatures, regardless of the speed of the turbomachine.
  • the overall range of second specific enthalpies determined advantageously ensures that the fuel flow is in a single-phase state, thereby ensuring flow stability in the fuel circuit conduits.
  • the conditioning system is thus safe and secure. In particular, this ensures that the fuel flow is in a gaseous single-phase state when injected into the combustion chamber of the turbomachine, regardless of the injection pressure of the fuel flow.
  • the determined range of second specific enthalpies also makes it possible to ensure both that the fuel flow is injected at low but sufficient temperatures (of the order of -123 to -73 °C (150 to 200K)) when the engine speed of the turbomachine is maximum and that the fuel flow is injected at high temperatures (of the order of 127 to 177 °C (400 to 450K)) when the engine speed of the turbomachine is minimum.
  • the minimum and maximum injection temperatures in the turbomachine are thus advantageously optimal for all phases of flight of the aircraft.
  • the method comprises a step of determining, in the database, at least one heating module to be used in the conditioning system.
  • the method according to the invention thus makes it possible to choose from a plurality of possible heating modules, the heating module to be used to heat the fuel flow optimally. Thanks to the invention, the choice of the heating module is no longer carried out empirically as was the case in the prior art, which allows a significant saving of time, while limiting costs.
  • the heating module is not oversized as could be the case in the prior art, which makes it possible to limit both the mass and the size of the conditioning system. A limited mass also makes it possible to limit the energy consumption of the aircraft, which advantageously limits greenhouse gas emissions and therefore the impact of the aircraft on the environment.
  • the conditioning system being defined in an aircraft reference frame and a turbomachine reference frame distant from each other, the cryogenic tank being positioned in the aircraft reference frame and the turbomachine being positioned in the turbomachine reference frame, the heating module is mounted in the aircraft reference frame.
  • the conditioning system being defined in an aircraft reference frame and a turbomachine reference frame distant from each other, the cryogenic tank being positioned in the aircraft reference frame and the turbomachine being positioned in the turbomachine reference frame, the heating module is mounted in the turbomachine reference frame.
  • the conditioning system being defined in an aircraft frame of reference and a turbomachine frame of reference distant from each other, the cryogenic tank being positioned in the aircraft frame of reference and the turbomachine being positioned in the turbomachine frame of reference, the conditioning system comprising at least a first heating module, mounted in the aircraft frame of reference and configured to heat the fuel flow from a first quantity of heat, and at least a second heating module, mounted in the turbomachine frame of reference and configured to heat the fuel flow from a second quantity of heat, the database associating for each pair of a plurality of pairs of quantities of heat an elementary range of second specific enthalpies, each elementary range being sized for the plurality of flight phases of the aircraft, the determination step of the method makes it possible to determine at least one pair of quantities of heat whose elementary range is entirely included in the overall range, so as to determine the first quantity of heat to be provided in the first heating module and the second quantity of heat to be provided in the second heating module.
  • the fuel flow can thus be gradually heated in the fuel circuit by means of two heating modules positioned in the two reference frames, which makes it possible to limit the sizing of each heating module while allowing the fuel flow to reach optimal conditions at the inlet of the combustion chamber of the turbomachine.
  • the heating module is chosen, alone or in combination, from: a heat exchanger, an electric heating system, a thermal storage system, a fuel cell, a gas turbine, a burner.
  • the method thus makes it possible to choose from a plurality of modules capable of heating the fuel flow efficiently.
  • the method also allows the use of types of heating modules whose operation and capacities are known.
  • the heating module being a heat exchanger configured to heat the fuel flow from calories transferred by at least one hot source
  • the database associating for each heating module corresponding to a heat exchanger, a hot source to be used
  • the method comprises a step of determining, in the database, the hot source to be used in the heating module to heat the fuel flow.
  • Such a range of transfer criteria makes it possible to inject the fuel flow into the combustion chamber of the turbomachine at low temperatures for all engine speeds, and therefore for all phases of flight of the aircraft, while respecting the minimum and maximum temperature values that the fuel flow must have in order to be injected.
  • the sizing of the heating module can thus be minimized, which makes it possible to limit the mass and size of the conditioning system.
  • a limited mass also makes it possible to limit the energy consumption dedicated to heating the fuel while limiting the fuel consumption of the aircraft, which makes it possible to limit greenhouse gas emissions and therefore to limit the impact of the aircraft on the environment.
  • thermodynamic efficiency of the turbomachine is thus advantageously maximized while mounting an optimally sized heating module in the fuel circuit, unlike the prior art in which the heating module was oversized to ensure that it could operate even at high speeds.
  • the determination system according to the invention advantageously makes it possible to determine simply and quickly, by means of a database and a calculator, the optimum quantity of heat to be supplied to the heating module, to heat a flow of fuel from a cryogenic tank with a view to its injection into an aircraft turbomachine.
  • the invention relates to an aircraft comprising a cryogenic tank, a turbomachine and a conditioning system as described above for supplying the turbomachine with fuel from the cryogenic tank.
  • a fuel conditioning system SC configured to supply a turbomachine M of an aircraft A from fuel Q from a cryogenic tank R.
  • aircraft A is configured to operate in a plurality of flight phases, for example a takeoff phase, a cruise phase, a landing phase and a taxi phase.
  • the turbomachine M is configured to provide propulsion for the aircraft A, in particular, by driving at least one propulsion unit (not shown in the ).
  • the fuel Q in the cryogenic tank R 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 liquid hydrogen but the invention applies to other types of fuel, for example, liquid methane or liquefied natural gas.
  • the SC conditioning system is defined in an aircraft reference frame REF-A and in a turbomachine reference frame REF-M distant from each other.
  • the cryogenic tank R extends in the aircraft reference frame REF-A while the turbomachine M extends in the turbomachine reference frame REF-M.
  • the conditioning system SC comprises a fuel circuit 1 connected at the inlet to the cryogenic tank R and at the outlet to the combustion chamber of a turbomachine M.
  • a fuel flow Q circulates from upstream to downstream in the fuel circuit 1.
  • the fuel flow Q has, at the outlet of the cryogenic tank R, conditions (for example in pressure and temperature) that are known and that correspond to specific requirements imposed by an aircraft manufacturer to allow the fuel Q to be stored in the liquid state in the cryogenic tank R.
  • the fuel flow Q must also have, at the inlet of the turbomachine M, conditions that allow the injection of the fuel Q into the combustion chamber of the turbomachine M, to allow optimal combustion as described above.
  • the conditions at the inlet of the turbomachine M are different from the conditions at the outlet of the cryogenic tank R.
  • the fuel flow Q has, at an inlet point P1 of the fuel circuit 1, positioned directly at the outlet of the cryogenic tank R, predetermined inlet conditions C1 corresponding to the outlet conditions of the cryogenic tank R.
  • the fuel flow Q has, at an outlet point P2 of the fuel circuit 1, positioned directly before the inlet into the turbomachine M, outlet conditions C2 corresponding to the inlet conditions of the turbomachine M.
  • the fuel flow Q has at the entry point P1, a first predetermined specific enthalpy HC1. More precisely, the fuel flow Q has at the entry point P1 a first specific enthalpy HC1 determined for example for a predetermined reference specific enthalpy value at liquid saturation and at the boiling point, i.e. for a pressure of 101325 Pa.
  • the first specific enthalpy HC1 varies within a range of first specific enthalpies HC1 valid for all phases of flight of the aircraft.
  • the specific enthalpy of a substance corresponds to the value of its enthalpy per unit mass.
  • the specific enthalpy is determined from the measurement of the static pressure and the measurement of the static temperature of the fluid (here the fuel flow Q), preferably in a single-phase state.
  • Enthalpy diagrams or data tables known in the literature allow the specific enthalpy value to be determined as a function of the type of fluid and the static pressure and temperature measurements.
  • the fuel flow Q also has a second specific enthalpy HC2 at the outlet point P2.
  • the fuel flow Q has a second specific enthalpy HC2 at the outlet point P2, which varies within a range of second specific enthalpies HC2, which corresponds to a specific enthalpy value, for example, for a predetermined reference specific enthalpy value at liquid saturation and at the boiling point, i.e. for a pressure of 101325 Pa.
  • the range of second specific enthalpies HC2 is valid for all flight phases of the aircraft.
  • the conditioning system SC comprises a mechanical pump 2 and a heating module 3 mounted in the fuel circuit 1.
  • the mechanical pump 2 is preferably a high-pressure pump and is configured to circulate fuel flow Q from upstream to downstream in the fuel circuit 1 and to raise its pressure.
  • the mechanical pump 2 is preferably mounted in the aircraft reference frame REF-A, i.e. as close as possible to the cryogenic tank R.
  • the heating module 3 is configured to provide calories to the fuel flow Q in order to heat it so that it can be injected into the turbomachine M.
  • the conditioning system SC comprises a single heating module 3, however the conditioning system SC could alternatively comprise a different number of heating modules 3, in particular a number greater than one, as will be described in more detail later.
  • the heating module 3 is mounted in the aircraft reference frame REF-A and is configured to heat the fuel flow Q to an injection temperature Ti.
  • the injection temperature Ti corresponds to a temperature at which the fuel flow Q can be injected into the combustion chamber of the turbomachine M.
  • the injection temperature Ti is between 150 and 450°C.
  • a conditioning system SC is described in which the heating module 3 is mounted in the aircraft reference frame REF-A, it goes without saying that the heating module 3 could alternatively be mounted in the turbomachine reference frame REF-M.
  • each heating module 31, 32 could just as well be mounted in a different reference system, for example a first heating module 31 in the aircraft reference system REF-A and a second heating module 32 in the turbomachine reference system REF-M.
  • the heating module 3 is configured to heat the fuel flow Q from the heat coming from the aircraft A, such as the air coming from the cabin, the heat coming from electrical or electronic systems, etc.
  • the heating module 3 is mounted in the turbomachine reference frame REF-M, it is configured to heat the fuel flow Q from the heat coming from the turbomachine M, such as the heat coming from the lubricating oil, the calories at the turbine outlet, the heat from the nozzle, etc.
  • the heating module 3 is preferably a heat exchanger, an electric heating system, a thermal storage system, a fuel cell, a gas turbine or a burner.
  • the heating module 3 is configured to provide a quantity of heat Th making it possible to heat the fuel flow Q up to the injection temperature Ti.
  • the conditioning system SC comprises a first heating module 31 mounted in the aircraft frame of reference REF-A and a second heating module 32 mounted in the turbomachine frame of reference REF-M (as shown in the )
  • the first heating module 31 is configured to provide a first quantity of heat ThA making it possible to heat the fuel flow Q for example up to a circulation temperature Tc, lower than the injection temperature Ti and allowing the circulation of the fuel flow Q in a gaseous state between the aircraft reference frame REF-A and the turbomachine reference frame REF-M
  • the second heating module 32 is configured to provide a second quantity of heat ThM making it possible to heat the fuel flow Q up to the injection temperature Ti.
  • the fuel flow Q is configured to flow in the fuel circuit 1 in a single-phase state, so as to limit flow instabilities.
  • the fuel flow Q is configured to flow in a liquid single-phase state upstream of the heating module 3 and in a gaseous single-phase state downstream of the heating module 3.
  • the heating module 3 is mounted in the aircraft reference frame REF-A, this makes it possible to avoid heavy and bulky cryogenic lines between the aircraft reference frame REF-A and the turbomachine reference frame REF-M.
  • the fuel stream Q has at the outlet point P2 a second specific enthalpy HC2.
  • the second specific enthalpy HC2 depends on the amount of heat Th supplied by the heating module 3, as will be described in more detail later.
  • the transfer criterion ⁇ is defined according to a minimum transfer criterion ⁇ min and a maximum transfer criterion ⁇ max, so as to cover all the flight phases of the aircraft A.
  • the transfer criterion ⁇ depends on the definition intervals of each specific enthalpy HC1, HC2 which vary according to the flight phases of the aircraft.
  • the transfer criterion ⁇ is defined in a predetermined range [ ⁇ min; ⁇ max].
  • the transfer criterion ⁇ for determining a range of second specific enthalpies HC2 is defined in a predetermined range [2.035; 6.712].
  • Such a range of transfer criteria ⁇ advantageously allows optimal heating of the fuel flow Q in the heating module 3 to allow it to be injected optimally into the combustion chamber of the turbomachine M.
  • the transfer criterion ⁇ for determining a range of second specific enthalpies HC2 is defined in the predetermined range [2.035; 4.507]. Such a range makes it possible to inject the fuel flow Q into the turbomachine M at low temperatures regardless of the engine speed, thus making it possible to limit the mass and size of the heating module 3.
  • the transfer criterion ⁇ for determining a range of second specific enthalpies HC2 is defined in the predetermined range [4.034; 6.712]. Such a range makes it possible to inject the fuel flow Q into the turbomachine M at high temperatures regardless of the engine speed, thus making it possible to maximize the energy efficiency of the turbomachine M.
  • a system for determining SD it is also represented on the , a system for determining SD, according to one embodiment of the invention, the quantity of heat Th to be supplied in the heating module 3, to enable obtaining at the outlet point P2, a second specific enthalpy HC2 which is sized to form an optimal conditioning system SC.
  • the SD determination system includes a database BdD, shown in the , comprising a plurality of elementary ranges HC2-1, HC2-2, ... HC2-X of second specific enthalpies HC2, and a calculator 9 (shown in ), configured to determine the amount of heat Th to be supplied in the heating module 3.
  • each elementary range HC2-1, HC2-2, ... HC2-X of second specific enthalpies HC2 is sized for the plurality of flight phases of the aircraft A.
  • each elementary range HC2-1, HC2-2, ... HC2-X of second specific enthalpies HC2 is configured to allow optimal operation of the SC conditioning system regardless of the flight phase of the aircraft A.
  • the BdD database associates for each elementary range HC2-1, HC2-2, ... HC2-X of second specific enthalpies HC2 one or more quantities of heat Th.
  • the database BdD also associates for each quantity of heat Th, a heating module 3 to be used in the conditioning system SC.
  • the database BdD is configured to determine for a given elementary range HC2-1, HC2-2, ... HC2-X of second specific enthalpies HC2, the type of heating module 3 to be mounted in the conditioning system SC to ensure that the conditioning system SC is optimally defined according to the inlet conditions C1 and to thus heat the fuel flow Q optimally to allow its injection into the combustion chamber of the turbomachine M.
  • the database BdD could also be configured to associate with each quantity of heat Th, a plurality of possible heating modules 3.
  • the database BdD is also configured to associate, for each heating module 3, a hot source SA to be used.
  • the database BdD could also associate with each heating module 3, a plurality of possible hot sources SA.
  • the database BdD is configured to associate three possible quantities of heat Th-21, Th-22, Th-23 to be provided in the heating module 3.
  • the database BdD is also configured to associate with each quantity of heat Th, one (or more) heating module(s) 3 making it possible to provide such a quantity of heat Th.
  • a first possible quantity of heat Th-21 is associated with a first heating module 3-21 corresponding to an electric heating system mounted in the aircraft reference system REF-A.
  • a second possible quantity of heat Th-22 is associated with two possible heating modules 3-221, 3-222 corresponding for example respectively to a heat exchanger and a fuel cell mounted in the aircraft reference system REF-A.
  • a third heat quantity Th-23 is associated with a third heating module 3-23 corresponding, for example, to an electric heating system mounted in the aircraft reference frame REF-A.
  • the database BdD is also configured to associate with the heating module 3-221 several heat sources SA1, SA2 to be used.
  • the heating module 3 is mounted in the turbomachine reference frame REF-M
  • the database BdD is configured in a similar manner to determine the heat quantity Th and the optimal type of heating module 3 to be mounted in the turbomachine reference frame REF-M, for example a gas turbine, a burner or a fuel cell.
  • each elementary range HC2-1, HC2-2, HC2-3, ..., HC2-X of second specific enthalpies HC2 could alternatively be associated with a different number of possible heat quantities Th.
  • each heat quantity Th could alternatively be associated with a different number of possible heating modules 3.
  • the database BdD could alternatively associate with the heating module 3 corresponding to a heat exchanger, a single hot source SA to be used or a different number of two possible hot sources SA.
  • the database BdD is configured to associate with each pair of heating modules (31, 32) one or more pairs of heat quantities (ThA, ThM) and for each pair of heat quantities (ThA, ThM), one or more pairs of heating modules (31, 32) to be mounted respectively in the aircraft reference frame REF-A and in the turbomachine reference frame REF-M to allow optimal combustion of the fuel flow Q in the turbomachine M.
  • the determination system SD also comprises a calculator 9.
  • the calculator 9 is configured to determine the heating module 3 to be mounted in the conditioning system SC from the inlet conditions C1 of the fuel flow Q. For this, the calculator 9 is configured to determine a range of second specific enthalpies [HC2a-HC2b] required at the outlet point P2 to ensure optimum heating of the fuel flow Q in the conditioning system SC.
  • the minimum ⁇ min is sought for all values of first specific enthalpies HC1 in the interval of first specific enthalpies HC1 valid for all phases of flight of the aircraft and for all values of second specific enthalpies HC2 in the interval of second specific enthalpies HC2 valid for all phases of flight of the aircraft.
  • ⁇ max max[(HC2b-HC1)/10 6 ]
  • the maximum ⁇ max is sought for all values of first specific enthalpies HC1 in the interval of first specific enthalpies HC1 valid for all phases of flight of the aircraft and for all values of second specific enthalpies HC2 in the interval of second specific enthalpies HC2 valid for all phases of flight of the aircraft.
  • the calculator 9 is configured to determine the terminals HC2a, HC2b of second specific enthalpy HC2 from the preceding formulas, in which the transfer criterion ⁇ min is equal to 2.035 and the transfer criterion ⁇ max is equal to 4.507.
  • the calculator 9 is configured to determine the terminals HC2a, HC2b of second specific enthalpy HC2 from the preceding formulas, in which the transfer criterion ⁇ min is equal to 4.034 and the transfer criterion ⁇ max is equal to 6.712.
  • the calculator 9 is also configured to determine, among the plurality of elementary ranges HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X of second specific enthalpies HC2 of the database BdD, the elementary range HC2-X which is entirely included in the determined global range HC2-G, as shown in the figure. .
  • the calculator 9 could alternatively determine a plurality of elementary ranges HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X of second specific enthalpies HC2 according to the overall range HC2-G of second specific enthalpies HC2 determined.
  • the determination system SD advantageously makes it possible to determine the heating module 3 to be used in the conditioning system SC so as to allow optimal heating of the fuel flow Q for injection into the combustion chamber of the turbomachine M while optimizing the mass and size of the conditioning system SC.
  • a method for determining a quantity of heat Th to be supplied in a heating module 3 of a fuel conditioning system SC of an aircraft A will now be described, with reference to the , according to an embodiment of the invention.
  • the inlet conditions C1 at the inlet point P1 of the fuel circuit 1 are predetermined and known.
  • the first specific enthalpy HC1 at the inlet point P1 is known for the different flight phases of the aircraft.
  • the inlet point P1 and the outlet point P2 are determined so that the fluid is single-phase throughout the fuel circuit Q between the inlet point P1 and the outlet point P2.
  • the method comprises a first step E1 of determining, by the calculator 9, a global range HC2-G of second specific enthalpies HC2 defined between a first terminal of second specific enthalpy HC2a and a second terminal of second specific enthalpy HC2b.
  • the calculator 9 determines the first terminal of second specific enthalpy HC2a and the second terminal of second specific enthalpy HC2b, such that the transfer criteria ⁇ min and ⁇ max are respectively equal to 2.035 and 4.507.
  • the calculator 9 determines the first terminal of second specific enthalpy HC2a and the second terminal of second specific enthalpy HC2b, such that the transfer criteria ⁇ min and ⁇ max are respectively equal to 4.034 and 6.712.
  • a second step E2 the computer 9 compares the overall range HC2-G of second specific enthalpies HC2 with a plurality of elementary ranges HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X of second specific enthalpies HC2 listed in the database BdD. More precisely, in this step E2, the computer 9 determines which elementary range HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X of second specific enthalpies HC2 is entirely included in the overall range HC2-G of second specific enthalpies HC2, so as to ensure the operation of the conditioning system SC in all phases of flight of the aircraft A. It goes without saying that the computer 9 could alternatively, in this step E2, determine several elementary ranges HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X entirely included in the overall range HC2-G.
  • the method then comprises a step of determination E3, by the calculator 9, in the database BdD, of a quantity of heat Th to be supplied to the heating module 3 from the elementary range HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X of second specific enthalpies HC2 determined.
  • the calculator 9 could associate, in the database BdD, a plurality of quantities of heat Th with the elementary range HC2-1, HC2-2, ..., HC2-X determined.
  • a fourth step E4 the computer 9 determines, in the database BdD, the heating module 3 to be used in the conditioning system SC, from the quantity of heat Th to be supplied to said heating module 3, so as to allow optimal heating of the fuel flow Q in the heating module 3 to allow its injection into the combustion chamber of the turbomachine M.
  • the computer 9 could alternatively determine several possible heating modules 3
  • the method comprises a fifth step E5 of determining the hot source SA to be used in the heating module 3.
  • the calculator 9 determines a plurality of possible heating modules 3 (as is the case in the example of the elementary range HC2-2 of the database BdD represented on the ), the person skilled in the art then chooses based on other criteria such as the space available in the aircraft.
  • the first specific enthalpy HC1 and the second specific enthalpy HC2 are determined from a local measurement of the static temperature and static pressure of the fuel flow Q and the use of the appropriate diagrams for the fluid.
  • the conditioning system SC is optimally sized for all phases of aircraft flight, so as to optimally heat the fuel flow Q for its injection into the gas turbomachine M.

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Abstract

Un procédé de détermination d'une quantité de chaleur (Th) à fournir dans un module de chauffage (3) d'un système de conditionnement (SC) de carburant, le procédé comprenant une étape de détermination d'une plage globale de deuxième enthalpie spécifique (HC2) d'un flux de carburant (Q) circulant dans le système de conditionnement (SC), à partir des formules γmin=min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle ymin est un critère de transfert égal à 2,035 et γmax=max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle ymax est un critère de transfert égal à 6,712; et une étape de détermination, dans une base de données (BdD) de plages élémentaires de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2), d'une quantité de chaleur (Th) dont la plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) est comprise entièrement dans la plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) de manière à déterminer la quantité de chaleur (Th) à apporter dans le module de chauffage (3).

Description

    Système et procédé de détermination d’au moins une quantité de chaleur à apporter dans un système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d’aéronef
  • La présente invention concerne le domaine des aéronefs comportant une turbomachine alimentée par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique.
  • 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 les turbomachines alimentées par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique.
  • Il est connu de stocker du carburant, en particulier de l’hydrogène, sous forme liquide pour limiter l’encombrement et la masse des réservoirs de l’aéronef. A titre d’exemple, le carburant est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins) dans un réservoir cryogénique de l’aéronef.
  • Afin de pouvoir être injecté dans la chambre de combustion d’une turbomachine, le carburant doit être conditionné, c’est-à-dire pressurisé et chauffé, afin de permettre une combustion optimale. Un conditionnement est par exemple nécessaire pour réduire le risque de givrage/solidification de la vapeur d’eau contenue dans l’air qui circule dans la turbomachine, en particulier, au niveau des injecteurs de carburant.
  • De manière connue, en référence à la , un système de conditionnement SC comprend un circuit de carburant 1 relié en entrée à un réservoir cryogénique R et en sortie à la chambre de combustion d’une turbomachine M. En pratique, le système de conditionnement SC est défini dans un référentiel aéronef REF-A et dans un référentiel turbomachine REF-M. Le réservoir cryogénique R est positionné dans le référentiel aéronef REF-A tandis que la turbomachine M est positionnée dans le référentiel turbomachine REF-M. Un flux de carburant Q circule d’amont en aval dans le circuit de carburant 1.
  • Dans le système de conditionnement SC, le flux de carburant Q possède, en sortie du réservoir cryogénique R, des conditions (par exemple en pression et en température) connues et qui correspondent à des exigences spécifiques pour permettre au carburant d’être stocké à l’état liquide dans le réservoir cryogénique R. De même, le flux de carburant Q doit posséder, en entrée de la turbomachine M, des conditions spécifiques et différentes des conditions en sortie du réservoir cryogénique R. Les conditions en entrée de la turbomachine M permettent l’injection du carburant Q dans la chambre de combustion de la turbomachine M, pour permettre une combustion optimale comme décrit précédemment.
  • En référence à la , le flux de carburant Q possède, à un point d’entrée P1 du circuit de carburant 1, des conditions d’entrée C1 (correspondant aux conditions en sortie du réservoir cryogénique R imposées par un avionneur), et, à un point de sortie P2 du circuit de carburant 1, des conditions de sortie C2 (correspondant aux conditions en entrée de la turbomachine M).
  • Pour permettre le conditionnement du flux de carburant Q, c’est-à-dire pour permettre son passage depuis les conditions d’entrée C1 aux conditions de sortie C2, comme cela est connu, le système de conditionnement SC comprend une pompe mécanique 2 et un module de chauffage 3 (représenté uniquement sur la ). La pompe mécanique 2 est configurée pour faire circuler le flux de carburant Q dans le circuit de carburant 1 et élever sa pression. Le module de chauffage 3 est configuré pour apporter des calories au flux de carburant Q afin de le réchauffer pour qu’il puisse être injecté dans la turbomachine M. En pratique, le module de chauffage 3 peut appartenir au référentiel aéronef REF-A (comme représenté sur la ) et prélever de la chaleur issue de l’aéronef (air issu de la cabine, chaleur issue de systèmes électriques ou électroniques, etc.) ou appartenir au référentiel turbomachine REF-M pour prélever de la chaleur issue de la turbomachine M (chaleur issue de l’huile de lubrification, les calories en sortie de turbine, la chaleur de la tuyère, etc.). Le système de conditionnement SC peut également, de manière connue, comprendre plusieurs modules de chauffage 3 montés dans le référentiel aéronef REF-A et/ou dans le référentiel turbomachine REF-M.
  • Lors de la conception d’un système de conditionnement SC, il est nécessaire de choisir le module de chauffage 3 pour atteindre les conditions de sortie C2 à partir des conditions d’entrée C1 pour toute phase de vol de l’aéronef A. Cela est complexe étant donné que les différents types de modules de chauffage 3 connus ne fournissent pas la même quantité de chaleur pour toutes les phases de vol. Par exemple, dans le cas d’un module de chauffage monté dans le référentiel turbomachine REF-M, la turbomachine M génère moins de chaleur en phase de taxi qu’en phase de décollage. Une solution immédiate pour résoudre cet inconvénient serait de surdimensionner le module de chauffage 3 mais cela augmenterait la masse et l’encombrement.
  • La conception d’un système de conditionnement SC doit également prendre en compte des contraintes liées au flux de carburant Q qui doit être dans un état monophasique dans le circuit de carburant 1 pour assurer la stabilité de l’écoulement et limiter tout endommagement du système de conditionnement SCAA.
  • Pour chaque nouvel aéronef, la sélection du module de chauffage pour un système de conditionnement est actuellement réalisée de manière empirique afin de s’assurer que les conditions de sortie soient remplies. Cela conduit généralement à un surdimensionnement qui affecte la masse et l’encombrement de l’aéronef.
  • Un des objectifs de la présente invention est de permettre de sélectionner de manière rigoureuse et fiable un (ou plusieurs) module(s) de chauffage qui réponde(nt) aux exigences d’un système de conditionnement de carburant, en particulier répondant aux conditions d’entrée et aux conditions de sortie, pour toute phase de vol de l’aéronef. L’invention vise en particulier à limiter la masse et l’encombrement du système de conditionnement tout en limitant sa complexité de mise en œuvre.
    •  PRESENTATION DE L’INVENTION
  • L’invention concerne un procédé de détermination d’au moins une quantité de chaleur à fournir dans au moins un module de chauffage d’un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, un flux de carburant circulant entre le réservoir cryogénique et la turbomachine via un circuit de carburant, l’aéronef étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol,
    • le module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant à partir de la quantité de chaleur,
    • le flux de carburant possédant :
      • au moins une première enthalpie spécifique à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique,
      • au moins une deuxième enthalpie spécifique à un point de sortie positionné sur le circuit de carburant en entrée de la turbomachine,
    • une base de données de quantités de chaleur étant accessible, chaque quantité de chaleur étant associée à une plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques, chaque plage élémentaire étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef.
  • Une enthalpie spécifique est une enthalpie déterminée pour une unité de masse.
  • Le procédé comprend les étapes consistant à :
    • déterminer une plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques définie, entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique, à partir de :
      • la première enthalpie spécifique prédéterminée au point d’entrée, et
      • des formules suivantes :
        • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
        • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
    • déterminer, dans la base de données, la quantité de chaleur dont la plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques est entièrement comprise dans la plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques de manière à déterminer la quantité de chaleur à apporter dans le module de chauffage.
  • Le procédé selon l’invention permet de déterminer la quantité de chaleur à fournir dans le module de chauffage pour permettre un chauffage optimal du flux de carburant. La température d’injection est avantageusement atteinte sans que le module de chauffage soit surdimensionné, ce qui permet de limiter à la fois la masse et l’encombrement du système de conditionnement. En particulier, le flux de carburant est ainsi injecté à des conditions thermo-fluidiques, telles que la densité ou la vitesse d’injection, maîtrisées, permettant une combustion stable et optimale du carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine. Grâce au système de détermination selon l’invention, le transport du flux de carburant dans l’ensemble du circuit de carburant est assuré à des températures optimales, quel que soit le régime de la turbomachine.
  • La plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques déterminée permet avantageusement de s’assurer que le flux de carburant est dans un état monophasique, ce qui permet de s’assurer de la stabilité de l’écoulement dans les conduits du circuit de carburant. Le système de conditionnement est ainsi sûr et sécurisé. En particulier, cela permet de s’assurer que le flux de carburant est dans un état monophasique gazeux lorsqu’il est injecté dans la chambre de combustion de la turbomachine, quelle que soit la pression d’injection du flux de carburant.
  • La plage de deuxièmes enthalpies spécifiques déterminée permet en outre de s’assurer à la fois que le flux de carburant est injecté à des températures basses mais suffisantes (de l’ordre de -123 à -73 °C (150 à 200K)) lorsque le régime moteur de la turbomachine est maximal et que le flux de carburant est injecté à des températures hautes (de l’ordre de 127 à 177 °C (400 à 450K)) lorsque le régime moteur de la turbomachine est minimal. Les températures minimale et maximale d’injection dans la turbomachine sont ainsi avantageusement optimales pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
  • Autrement dit, grâce à l’invention il est possible à la fois d’injecter le flux de carburant à des températures dites « froides » lors des régimes maximums du moteur, permettant de minimiser le dimensionnement du module de chauffage, ce qui induit une minimisation du coût énergétique de la réchauffe du carburant lors les phases de vol les plus importantes, et d’injecter le flux de carburant à des températures dites « chaudes » lors des régimes minimums du moteur, permettant de maximiser le rendement thermodynamique du moteur sans induire de surdimensionnement du module de chauffage.
  • De manière préférée, la base de données associant pour chaque quantité de chaleur, au moins un module de chauffage, le procédé comprend une étape de détermination, dans la base de données, d’au moins un module de chauffage à utiliser dans le système de conditionnement. Le procédé selon l’invention permet ainsi de choisir parmi une pluralité de modules de chauffage possibles, le module de chauffage à utiliser pour réchauffer le flux de carburant de manière optimale. Grâce à l’invention, le choix du module de chauffage n’est plus réalisé de manière empirique comme cela était le cas dans l’art antérieur, ce qui permet un gain de temps important, tout en limitant les coûts. De plus, le module de chauffage n’est pas surdimensionné comme cela pouvait être le cas dans l’art antérieur, ce qui permet de limiter à la fois la masse et l’encombrement du système de conditionnement. Une masse limitée permet en outre de limiter la consommation énergétique de l’aéronef, ce qui limite avantageusement les émissions de gaz à effet de serre et donc l’impact de l’aéronef sur l’environnement.
  • Dans une première forme de réalisation, le système de conditionnement étant défini dans un référentiel aéronef et un référentiel turbomachine distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique étant positionné dans le référentiel aéronef et la turbomachine étant positionnée dans le référentiel turbomachine, le module de chauffage est monté dans le référentiel aéronef. Une telle forme de réalisation permet de réchauffer le flux de carburant avant sa sortie du référentiel aéronef, ce qui permet de limiter l’utilisation de lignes cryogéniques lourdes et encombrantes.
  • Dans une deuxième forme de réalisation, le système de conditionnement étant défini dans un référentiel aéronef et un référentiel turbomachine distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique étant positionné dans le référentiel aéronef et la turbomachine étant positionnée dans le référentiel turbomachine, le module de chauffage est monté dans le référentiel turbomachine. Une telle forme de réalisation permet de réchauffer le flux de carburant de manière efficace au moyen des sources chaudes présentes proche de la turbomachine.
  • Dans une forme de réalisation, le système de conditionnement étant défini dans un référentiel aéronef et un référentiel turbomachine distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique étant positionné dans le référentiel aéronef et la turbomachine étant positionnée dans le référentiel turbomachine, le système de conditionnement comprenant au moins un premier module de chauffage, monté dans le référentiel aéronef et configuré pour chauffer le flux de carburant à partir d’une première quantité de chaleur, et au moins un deuxième module de chauffage, monté dans le référentiel turbomachine et configuré pour chauffer le flux de carburant à partir d’une deuxième quantité de chaleur, la base de données associant pour chaque couple d’une pluralité de couples de quantités de chaleur une plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques, chaque plage élémentaire étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef, l’étape de détermination du procédé permet de déterminer au moins un couple de quantités de chaleur dont la plage élémentaire est comprise entièrement dans la plage globale, de manière à déterminer la première quantité de chaleur à apporter dans le premier module de chauffage et la deuxième quantité de chaleur à apporter dans le deuxième module de chauffage. Le flux de carburant peut ainsi être réchauffé progressivement dans le circuit de carburant au moyen de deux modules de chauffage positionnés dans les deux référentiels, ce qui permet de limiter le dimensionnement de chaque module de chauffage tout en permettant au flux de carburant d’atteindre des conditions optimales en entrée de la chambre de combustion de la turbomachine.
  • De manière préférée, le module de chauffage est choisi, seul ou en combinaison, parmi : un échangeur de chaleur, un système de chauffage électrique, un système de stockage thermique, une pile à combustible, une turbine à gaz, un brûleur. Le procédé permet ainsi de choisir parmi une pluralité de modules aptes à réchauffer le flux de carburant de manière efficace. Le procédé permet également l’utilisation de types de modules de chauffage dont le fonctionnement et les capacités sont connus.
  • Dans un mode de mise en œuvre, le module de chauffage étant un échangeur de chaleur configuré pour réchauffer le flux de carburant à partir de calories transférées par au moins une source chaude, la base de données associant pour chaque module de chauffage correspondant à un échangeur de chaleur, une source chaude à utiliser, le procédé comprend un étape de détermination, dans la base de données, de la source chaude à utiliser dans le module de chauffage pour réchauffer le flux de carburant. Grâce au procédé selon l’invention, lorsque le module de chauffage est un échangeur de chaleur, la source chaude à utiliser pour atteindre la quantité de chaleur souhaitée est choisie de manière simple et rapide parmi une pluralité de sources chaudes possibles, sans nécessiter un nombre important d’itérations comme cela était le cas dans l’art antérieur.
  • Dans un mode de mise en œuvre, la plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques est déterminée à partir des formules :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035, et
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 4,507.
  • Une telle plage de critères de transfert permet d’injecter le flux de carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine à des températures basses pour tous les régimes moteur, et donc pour toutes les phases de vol de l’aéronef, tout en respectant les valeurs de température minimale et maximale que doit posséder le flux de carburant pour pouvoir être injecté. Le dimensionnement du module de chauffage peut ainsi être minimisé, ce qui permet de limiter la masse et l’encombrement du système de conditionnement. Une masse limitée permet en outre de limiter la consommation énergétique dédiée au réchauffage du carburant tout en limitant la consommation de carburant de l’aéronef, ce qui permet de limiter les émissions de gaz à effet de serre et donc de limiter l’impact de l’aéronef sur l’environnement.
  • De manière alternative, la plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques est déterminée à partir des formules :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 4,034, et
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
  • Une telle plage de critères de transfert permet d’injecter le flux de carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine à des températures hautes pour tous les régimes moteur, et donc pour toutes les phases de vol de l’aéronef, tout en respectant les valeurs de température minimale et maximale que doit posséder le flux de carburant pour pouvoir être injecté. Le rendement thermodynamique de la turbomachine est ainsi avantageusement maximisé tout en montant dans le circuit de carburant un module de chauffage dimensionné de manière optimale, à la différence de l’art antérieur dans lequel le module de chauffage était surdimensionné pour s’assurer de pouvoir fonctionner même à hauts régimes.
  • L’invention concerne également un système de détermination d’au moins une quantité de chaleur à fournir dans au moins un module de chauffage d’un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de détermination étant configuré pour mettre en œuvre le procédé de détermination tel que décrit précédemment, l’aéronef étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol,
    • le système de conditionnement comprenant :
      • un circuit de carburant relié en entrée au réservoir cryogénique et en sortie à la turbomachine, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant,
      • au moins un module de chauffage configuré pour chauffer le flux de carburant à partir de la quantité de chaleur,
      • le flux de carburant possédant :
        • au moins une première enthalpie spécifique à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique,
        • au moins une deuxième enthalpie spécifique à un point de sortie positionné sur le circuit de carburant en entrée de la turbomachine,
    • le système de détermination comprenant :
      • une base de données de quantités de chaleur, chaque quantité de chaleur étant associée à une plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques, chaque plage élémentaire étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef,
      • un calculateur configuré pour
        • déterminer une plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques définie, entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique, à partir de :
    • la première enthalpie spécifique prédéterminée au point d’entrée, et
    • des formules suivantes :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
    • déterminer, dans la base de données, la quantité de chaleur dont la plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques est entièrement comprise dans la plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques de manière à déterminer la quantité de chaleur à apporter dans le module de chauffage.
  • Le système de détermination selon l’invention permet avantageusement de déterminer de manière simple et rapide, au moyen d’une base de données et d’un calculateur, la quantité de chaleur optimale à apporter dans le module de chauffage, pour réchauffer un flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique en vue de son injection dans une turbomachine d’aéronef.
  • L’invention concerne également un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, l’aéronef étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le système de conditionnement comprenant :
    • un circuit de carburant relié en entrée au réservoir cryogénique et en sortie à la turbomachine, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant,
    • au moins un module de chauffage configuré pour chauffer le flux de carburant à partir de la quantité de chaleur,
    • le flux de carburant possédant :
      • au moins une première enthalpie spécifique à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique,
      • au moins une deuxième enthalpie spécifique à un point de sortie positionné sur le circuit de carburant en entrée de la turbomachine,
    • système de conditionnement dans lequel la deuxième enthalpie spécifique du flux de carburant est comprise dans un intervalle [HC2a ; HC2b] respectant les formules suivantes :
      • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
      • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
  • Dans une première forme de réalisation alternative, la deuxième enthalpie spécifique du flux de carburant comprise dans l’intervalle [HC2a, HC2b] respecte les formules suivantes :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 4,507.
  • Dans une deuxième forme de réalisation alternative, la deuxième enthalpie spécifique du flux de carburant comprise dans l’intervalle [HC2a, HC2b] respecte les formules suivantes :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 4,034,
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
  • Enfin, l’invention porte sur un aéronef comprenant un réservoir cryogénique, une turbomachine et un système de conditionnement tel que décrit précédemment pour alimenter la turbomachine à partir de carburant issu du réservoir cryogénique.
    •  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 aéronef comprenant un système de conditionnement de carburant.
  • La est une représentation schématique du système de conditionnement de la .
  • La est une représentation schématique d’un système de détermination selon une première forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique d’une base de données associant pour chaque plage élémentaire de deuxièmes enthalpies spécifiques, au moins une quantité de chaleur.
  • La est une représentation schématique d’une plage globale de deuxièmes enthalpies spécifiques et d’une pluralité de plages élémentaires de deuxièmes enthalpies spécifiques de la base de données de la .
  • La est représentation schématique d’un système de détermination selon une deuxième forme de réalisation de l’invention.
  • La est un schéma des étapes d’un procédé de détermination selon un mode de mise en œuvre de l’invention.
  • Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
    •  DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
  • En référence à la , il est représenté un système de conditionnement SC de carburant configuré pour alimenter une turbomachine M d’aéronef A à partir de carburant Q issu d’un réservoir cryogénique R.
  • Comme cela est connu, l’aéronef A est configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, par exemple une phase de décollage, une phase de croisière, une phase d’atterrissage et une phase de taxi.
  • La turbomachine M est configurée pour assurer la propulsion de l’aéronef A, notamment, par entrainement d’au moins un organe propulsif (non représenté sur la ).
  • Dans cet exemple, le carburant Q dans le réservoir cryogénique R 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 liquide mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié.
  • Le système de conditionnement SC est défini dans un référentiel aéronef REF-A et dans un référentiel turbomachine REF-M distants l’un de l’autre. Le réservoir cryogénique R s’étend dans le référentiel aéronef REF-A tandis que la turbomachine M s’étend dans le référentiel turbomachine REF-M.
  • Toujours en référence à la , le système de conditionnement SC comprend un circuit de carburant 1 relié en entrée au réservoir cryogénique R et en sortie à la chambre de combustion d’une turbomachine M. Un flux de carburant Q circule d’amont en aval dans le circuit de carburant 1.
  • Le flux de carburant Q possède, en sortie du réservoir cryogénique R, des conditions (par exemple en pression et en température) connues et qui correspondent à des exigences spécifiques imposées par un avionneur pour permettre au carburant Q d’être stocké à l’état liquide dans le réservoir cryogénique R. Le flux de carburant Q doit également posséder, en entrée de la turbomachine M, des conditions qui permettent l’injection du carburant Q dans la chambre de combustion de la turbomachine M, pour permettre une combustion optimale comme décrit précédemment. En pratique, les conditions en entrée de la turbomachine M sont différentes des conditions en sortie du réservoir cryogénique R.
  • Plus précisément, comme représenté sur la , le flux de carburant Q possède, à un point d’entrée P1 du circuit de carburant 1, positionné directement en sortie du réservoir cryogénique R, des conditions d’entrée C1 prédéterminées et correspondant aux conditions en sortie du réservoir cryogénique R. De même, le flux de carburant Q possède, à un point de sortie P2 du circuit de carburant 1, positionné directement avant l’entrée dans la turbomachine M, des conditions de sortie C2 correspondant aux conditions d’entrée de la turbomachine M.
  • En particulier, le flux de carburant Q possède au point d’entrée P1, une première enthalpie spécifique HC1 prédéterminée. Plus précisément, le flux de carburant Q possède au point d’entrée P1 une première enthalpie spécifique HC1 déterminée par exemple pour une valeur d’enthalpie spécifique de référence prédéterminée à la saturation liquide et au point d’ébullition, c’est-à-dire pour une pression de 101325 Pa. La première enthalpie spécifique HC1 varie dans un intervalle de premières enthalpies spécifiques HC1 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
  • Comme cela est connu, l’enthalpie spécifique d’une substance correspond à la valeur de son enthalpie par unité de masse. En pratique, l’enthalpie spécifique est déterminée à partir de la mesure de la pression statique et de la mesure de la température statique du fluide (ici le flux de carburant Q), de préférence dans un état monophasique. Des diagrammes d’enthalpies ou des tables de données connus dans la littérature permettent de déterminer la valeur d’enthalpie spécifique en fonction du type de fluide et des mesures de pression et température statiques.
  • A titre d’exemple, il est possible de calculer une variation d’enthalpie spécifique HC à partir de la formule suivante : , dans laquelle :
    • est la variation de pression entre le point d’entrée P1 et le point de sortie P2,
    • est la variation de température entre le point d’entrée P1 et le point de sortie P2,
    • est la capacité thermique massique à pression constante,
    • est la densité,
    • est la température statique, et
    • est le coefficient de dilatation thermique.
  • A titre d’exemple, pour un para-hydrogène, la première enthalpie spécifique HC1 du flux de carburant Q au point d’entrée P1 est comprise dans l’intervalle [-29 942 ; 49 693] J/kg pour une valeur d’enthalpie spécifique de référence nulle HC=0 à la saturation liquide et au point d’ébullition, c’est-à-dire pour une pression de 101325 Pa.
  • Le flux de carburant Q possède en outre au point de sortie P2 une deuxième enthalpie spécifique HC2. De manière analogue au point d’entrée P1, le flux de carburant Q possède au point de sortie P2 une deuxième enthalpie spécifique HC2 qui varie dans un intervalle de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2, qui correspond à une valeur d’enthalpie spécifique par exemple pour une valeur d’enthalpie spécifique de référence prédéterminée à la saturation liquide et au point d’ébullition, c’est-à-dire pour une pression de 101325 Pa. L’intervalle de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
  • Pour permettre le conditionnement du flux de carburant Q, c’est-à-dire pour permettre son passage depuis les conditions d’entrée C1 aux conditions de sortie C2, le système de conditionnement SC comprend une pompe mécanique 2 et un module de chauffage 3 montés dans le circuit de carburant 1.
  • La pompe mécanique 2 est de préférence une pompe haute pression et est configurée pour faire circuler du flux de carburant Q d’amont en aval dans le circuit de carburant 1 et pour élever sa pression. La pompe mécanique 2 est de préférence montée dans le référentiel aéronef REF-A, c’est-à-dire au plus proche du réservoir cryogénique R.
  • Le module de chauffage 3 est configuré pour apporter des calories au flux de carburant Q afin de le réchauffer pour qu’il puisse être injecté dans la turbomachine M. Dans cet exemple, le système de conditionnement SC comprend un unique module de chauffage 3, cependant le système de conditionnement SC pourrait alternativement comprendre un nombre différent de modules de chauffage 3, en particulier un nombre supérieur à un, comme cela sera décrit plus en détails par la suite.
  • Dans cet exemple, toujours en référence à la , le module de chauffage 3 est monté dans le référentiel aéronef REF-A et est configuré pour réchauffer le flux de carburant Q jusqu’à une température d’injection Ti. La température d’injection Ti correspond à une température à laquelle le flux de carburant Q peut être injecté dans la chambre de combustion de la turbomachine M. Dans cet exemple, la température d’injection Ti est comprise entre 150 et 450 °C. Il est décrit un système de conditionnement SC dans lequel le module de chauffage 3 est monté dans le référentiel aéronef REF-A, il va de soi que le module de chauffage 3 pourrait alternativement être monté dans le référentiel turbomachine REF-M. De même, dans le cas d’un système de conditionnement SC comprenant une pluralité de modules de chauffage 31, 32 (comme représenté sur la ), chaque module de chauffage 31, 32 pourrait tout aussi bien être monté dans un référentiel différent, par exemple un premier module de chauffage 31 dans le référentiel aéronef REF-A et un deuxième module de chauffage 32 dans le référentiel turbomachine REF-M.
  • Dans cet exemple, le module de chauffage 3 est configuré pour réchauffer le flux de carburant Q à partir de la chaleur issue de l’aéronef A, comme l’air issu de la cabine, la chaleur issue de systèmes électriques ou électroniques, etc. De manière alternative, lorsque le module de chauffage 3 est monté dans le référentiel turbomachine REF-M, celui-ci est configuré pour réchauffer le flux de carburant Q à partir de la chaleur issue de la turbomachine M, comme la chaleur issue de l’huile de lubrification, les calories en sortie de turbine, la chaleur de la tuyère, etc.
  • Le module de chauffage 3 est de préférence un échangeur de chaleur, un système de chauffage électrique, un système de stockage thermique, une pile à combustible, une turbine à gaz ou un brûleur.
  • Selon un aspect de l’invention, en référence à la , le module de chauffage 3 est configuré pour fournir une quantité de chaleur Th permettant de chauffer le flux de carburant Q jusqu’à la température d’injection Ti. Dans la forme de réalisation dans laquelle le système de conditionnement SC comprend un premier module de chauffage 31 monté dans le référentiel aéronef REF-A et un deuxième module de chauffage 32 monté dans le référentiel turbomachine REF-M (comme représenté sur la ), le premier module de chauffage 31 est configuré pour fournir une première quantité de chaleur ThA permettant de chauffer le flux de carburant Q par exemple jusqu’à une température de circulation Tc, inférieure à la température d’injection Ti et permettant la circulation du flux de carburant Q dans un état gazeux entre le référentiel aéronef REF-A et le référentiel turbomachine REF-M, et le deuxième module de chauffage 32 est configuré pour fournir une deuxième quantité de chaleur ThM permettant de chauffer le flux de carburant Q jusqu’à la température d’injection Ti.
  • Le flux de carburant Q est configuré pour circuler dans le circuit de carburant 1 dans un état monophasique, de manière à limiter les instabilités de l’écoulement. Dans cet exemple, le flux de carburant Q est configuré pour circuler dans un état monophasique liquide en amont du module de chauffage 3 et dans un état monophasique gazeux en aval du module de chauffage 3. Dans cet exemple, dans lequel le module de chauffage 3 est monté dans le référentiel aéronef REF-A, cela permet de s’affranchir de lignes cryogéniques lourdes et encombrantes entre le référentiel aéronef REF-A et le référentiel turbomachine REF-M.
  • Comme décrit précédemment, le flux de carburant Q possède au point de sortie P2 une deuxième enthalpie spécifique HC2. La deuxième enthalpie spécifique HC2 est configurée pour être déterminée à partir de la première enthalpie spécifique HC1 au point d’entrée P1 et d’un critère de transfert γ, selon lequel γ=(HC2-HC1)/106. En pratique, la deuxième enthalpie spécifique HC2 dépend de la quantité de chaleur Th fournit par le module de chauffage 3, comme cela sera décrit plus en détails par la suite.
  • Selon un aspect de l’invention, le critère de transfert γ est défini selon un critère de transfert minimum γmin et un critère de transfert maximum γmax, de manière à couvrir toutes les phases de vol de l’aéronef A. En pratique, le critère de transfert γ dépend des intervalles de définition de chaque enthalpie spécifique HC1, HC2 qui varient suivant les phases de vol de l’aéronef. Autrement dit, le critère de transfert γ est défini dans une plage prédéterminée [γmin ; γmax]. Selon un aspect de l’invention, le critère de transfert γ permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est défini dans une plage prédéterminée [2,035 ; 6,712]. Une telle gamme de critères de transfert γ permet avantageusement un chauffage optimal du flux de carburant Q dans le module de chauffage 3 pour permettre de l’injecter de manière optimale dans la chambre de combustion de la turbomachine M.
  • Dans une première forme de réalisation alternative, le critère de transfert γ permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est défini dans la plage prédéterminée [2,035 ; 4,507]. Une telle plage permet d’injecter le flux de carburant Q dans la turbomachine M à des températures basses quel que soit le régime moteur, permettant ainsi de limiter la masse et l’encombrement du module de chauffage 3.
  • Dans une deuxième forme de réalisation alternative, le critère de transfert γ permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est défini dans la plage prédéterminée [4,034 ; 6,712]. Une telle plage permet d’injecter le flux de carburant Q dans la turbomachine M à des températures hautes quel que soit le régime moteur, permettant ainsi de maximiser le rendement énergétique de la turbomachine M.
  • Il est également représenté sur la , un système de détermination SD, selon une forme de réalisation de l’invention, de la quantité de chaleur Th à fournir dans le module de chauffage 3, pour permettre d’obtenir au point de sortie P2, une deuxième enthalpie spécifique HC2 qui soit dimensionnée pour former un système de conditionnement SC optimal.
  • Le système de détermination SD comprend une base de données BdD, représentée sur la , comprenant une pluralité de plages élémentaires HC2-1, HC2-2, … HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2, et un calculateur 9 (représenté à la ), configuré pour déterminer la quantité de chaleur Th à fournir dans le module de chauffage 3.
  • Dans la base de données BdD, chaque plage élémentaire HC2-1, HC2-2, … HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef A. Autrement dit, chaque plage élémentaire HC2-1, HC2-2, … HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est configurée pour permettre un fonctionnement optimal du système de conditionnement SC quelle que soit la phase de vol de l’aéronef A.
  • Comme représenté sur la , la base de données BdD associe pour chaque plage élémentaire HC2-1, HC2-2, … HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 une ou plusieurs quantités de chaleur Th.
  • La base de données BdD associe également pour chaque quantité de chaleur Th, un module de chauffage 3 à utiliser dans le système de conditionnement SC. Autrement dit, la base de données BdD est configurée pour déterminer pour une plage élémentaire HC2-1, HC2-2, … HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 donnée, le type de module de chauffage 3 à monter dans le système de conditionnement SC pour s’assurer que le système de conditionnement SC est défini de manière optimale en fonction des conditions d’entrée C1 et pour chauffer ainsi le flux de carburant Q de manière optimale pour permettre son injection dans la chambre de combustion de la turbomachine M. De manière alternative, la base de données BdD pourrait également être configurée pour associer à chaque quantité de chaleur Th, une pluralité de modules de chauffage 3 possibles.
  • Pour chaque module de chauffage 3 correspondant à un échangeur de chaleur, configuré pour réchauffer le flux de carburant Q à partir des calories fournies par une source chaude SA présente dans le référentiel aéronef REF-A (respectivement dans le référentiel turbomachine REF-M), la base de données BdD est également configurée pour associer, pour chaque module de chauffage 3, une source chaude SA à utiliser. De manière alternative, la base de données BdD pourrait également associer à chaque module de chauffage 3, une pluralité de sources chaudes SA possibles.
  • A titre d’exemple, en référence à la , pour une plage élémentaire HC2-2 de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2, la base de données BdD est configurée pour associer trois quantités de chaleur Th-21, Th-22, Th-23 possibles à fournir dans le module de chauffage 3. La base de données BdD est également configurée pour associer à chaque quantité de chaleur Th, un (ou plusieurs) module(s) de chauffage 3 permettant de fournir une telle quantité de chaleur Th. Dans un exemple, une première quantité de chaleur Th-21 possible est associée à un premier module de chauffage 3-21 correspondant à un système de chauffage électrique monté dans le référentiel aéronef REF-A. Une deuxième quantité de chaleur Th-22 possible est associée à deux modules de chauffage 3-221, 3-222 possibles correspondant par exemple respectivement à un échangeur de chaleur et à une pile à combustible montés dans le référentiel aéronef REF-A. Dans cet exemple, une troisième quantité de chaleur Th-23 est associée à un troisième module de chauffage 3-23 correspondant, par exemple, à un système de chauffage électrique monté dans le référentiel aéronef REF-A. Dans cet exemple, dans lequel le deuxième module de chauffage 3-221 correspond à un échangeur de chaleur monté dans le référentiel aéronef REF-A, la base de données BdD est également configurée pour associer au module de chauffage 3-221 plusieurs sources chaudes SA1, SA2 à utiliser. Dans l’exemple dans lequel le module de chauffage 3 est monté dans le référentiel turbomachine REF-M, la base de données BdD est configurée de manière analogue pour déterminer la quantité de chaleur Th et le type de module de chauffage 3 optimal à monter dans le référentiel turbomachine REF-M, par exemple une turbine à gaz, un brûleur ou une pile à combustible.
  • La base de données BdD représentée sur la n’est donnée qu’à titre d’exemple, il va de soi que chaque plage élémentaire HC2-1, HC2-2, HC2-3, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 pourrait alternativement être associée à un nombre différent de quantités de chaleur Th possibles. De même, chaque quantité de chaleur Th pourrait alternativement être associée à un nombre différent de modules de chauffage 3 possibles. De manière analogue, la base de données BdD pourrait alternativement associer au module de chauffage 3 correspondant à un échangeur de chaleur, une unique source chaude SA à utiliser ou un nombre différent de deux sources chaudes SA possibles.
  • Dans la forme de réalisation dans laquelle le système de conditionnement SC comprend un premier module de chauffage 31 monté dans le référentiel aéronef REF-A et un deuxième module de chauffage 32 monté dans le référentiel turbomachine REF-M, la base de données BdD est configurée pour associer à chaque couple de modules de chauffage (31, 32) un ou plusieurs couples de quantités de chaleur (ThA, ThM) et pour chaque couple de quantités de chaleur (ThA, ThM), un ou plusieurs couples de modules de chauffage (31, 32) à monter respectivement dans le référentiel aéronef REF-A et dans le référentiel turbomachine REF-M pour permettre une combustion optimale du flux de carburant Q dans la turbomachine M.
  • Comme décrit précédemment, le système de détermination SD comprend également un calculateur 9. Le calculateur 9 est configuré pour déterminer le module de chauffage 3 à monter dans le système de conditionnement SC à partir des conditions d’entrée C1 du flux de carburant Q. Pour cela, le calculateur 9 est configuré pour déterminer une plage de deuxièmes enthalpies spécifiques [HC2a-HC2b] nécessaire au point de sortie P2 pour assurer un réchauffage optimal du flux de carburant Q dans le système de conditionnement SC.
  • Plus précisément, le calculateur 9 est configuré pour :
    • déterminer une première borne de deuxième enthalpie spécifique HC2a à partir de la première enthalpie spécifique HC1 prédéterminée au point d’entrée P1 et de la formule γmin=min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
    • déterminer une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique HC2b à partir de la première enthalpie spécifique HC1 prédéterminée au point d’entrée P1 et de la formule γmax=max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712, et
    • déterminer une plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 entre la première borne de deuxième enthalpie spécifique HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique HC2b déterminées.
  • En particulier, dans le critère de transfert γmin=min[(HC2a-HC1)/106], le minimum γmin est recherché pour toutes les valeurs de premières enthalpies spécifiques HC1 dans l’intervalle de premières enthalpies spécifiques HC1 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef et pour toutes les valeurs de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 dans l’intervalle de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef. De manière analogue, dans le critère de transfert γmax=max[(HC2b-HC1)/106], le maximum γmax est recherché pour toutes les valeurs de premières enthalpies spécifiques HC1 dans l’intervalle de premières enthalpies spécifiques HC1 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef et pour toutes les valeurs de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 dans l’intervalle de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
  • Dans une première forme de réalisation alternative, le calculateur 9 est configuré pour déterminer les bornes HC2a, HC2b de deuxième enthalpie spécifique HC2 à partir des formules précédentes, dans lesquels le critère de transfert γmin est égal à 2,035 et le critère de transfert γmax est égal à 4,507.
  • Dans une deuxième forme de réalisation alternative, le calculateur 9 est configuré pour déterminer les bornes HC2a, HC2b de deuxième enthalpie spécifique HC2 à partir des formules précédentes, dans lesquels le critère de transfert γmin est égal à 4,034 et le critère de transfert γmax est égal à 6,712.
  • Le calculateur 9 est également configuré pour déterminer, parmi la pluralité de plages élémentaires HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 de la base de données BdD, la plage élémentaire HC2-X qui est entièrement incluse dans la plage globale HC2-G déterminée, comme cela est représenté sur la . Dans cet exemple, seule la deuxième enthalpie spécifique HC2-2 est concernée. Il va de soi que le calculateur 9 pourrait alternativement déterminer une pluralité de plages élémentaires HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 selon la plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 déterminée.
  • Selon un aspect de l’invention, le calculateur 9 est configuré pour déterminer, à partir de la base de données BdD :
    • le (ou les) quantité(s) de chaleur Th correspondant à la plage élémentaire HC2-X déterminée,
    • le (ou les) module(s) de chauffage 3 à monter dans le circuit de carburant 1, et
    • lorsque le module de chauffage 3 est un échangeur de chaleur, la (ou les) source(s) de chaleur SA, SM à utiliser dans le module de chauffage 3.
  • Le système de détermination SD selon l’invention permet avantageusement de déterminer le module de chauffage 3 à utiliser dans le système de conditionnement SC de manière à permettre un chauffage optimal du flux de carburant Q pour une injection dans la chambre de combustion de la turbomachine M tout en optimisant la masse et l’encombrement du système de conditionnement SC.
  • Il va dorénavant être décrit un procédé de détermination d’une quantité de chaleur Th à fournir dans un module de chauffage 3 d’un système de conditionnement SC de carburant d’un aéronef A, en référence à la , selon un mode de mise en œuvre de l’invention.
  • Dans cet exemple, dans une étape préliminaire E0, les conditions d’entrée C1 au point d’entrée P1 du circuit de carburant 1 sont prédéterminées et connues. En particulier, la première enthalpie spécifique HC1 au point d’entrée P1 est connue pour les différentes phases de vol de l’aéronef. Le point d’entrée P1 et le point de sortie P2 sont déterminés de façon à ce que le fluide soit monophasique dans l’ensemble du circuit de carburant Q compris entre le point d’entrée P1 et le point de sortie P2.
  • Le procédé comprend une première étape E1 de détermination, par le calculateur 9, d’une plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 définie entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique HC2a et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique HC2b. Pour cela, le calculateur 9 détermine, dans cette étape E1, la première borne de deuxième enthalpie spécifique HC2a à partir de la première enthalpie spécifique HC1 prédéterminée au point d’entrée P1 et de la formule γmin=min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035. Dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine également la deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique HC2b à partir de la première enthalpie spécifique HC1 prédéterminée au point d’entrée P1 et de la formule γmax=max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
  • Dans un premier mode de mise œuvre alternatif, dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine la première borne de deuxième enthalpie spécifique HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique HC2b, telles que les critères de transfert γmin et γmax soient respectivement égaux à 2,035 et 4,507.
  • Dans un deuxième mode de mise œuvre alternatif, dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine la première borne de deuxième enthalpie spécifique HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique HC2b, telles que les critères de transfert γmin et γmax soient respectivement égaux à 4,034 et 6,712.
  • Dans une deuxième étape E2, la calculateur 9 compare la plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 avec une pluralité de plages élémentaires HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 recensées dans la base de données BdD. Plus précisément, dans cette étape E2, le calculateur 9 détermine quelle plage élémentaire HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 est entièrement incluse dans la plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2, de manière à s’assurer du fonctionnement du système de conditionnement SC dans toutes les phases de vol de l’aéronef A. Il va de soi que le calculateur 9 pourrait alternativement, dans cette étape E2, déterminer plusieurs plages élémentaires HC2-1, HC2-2, …, HC2-X entièrement incluses dans la plage globale HC2-G.
  • Le procédé comprend ensuite une étape de détermination E3, par le calculateur 9, dans la base de données BdD, d’une quantité de chaleur Th à apporter dans le module de chauffage 3 à partir de la plage élémentaire HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies spécifiques HC2 déterminée. Il va de soi que le calculateur 9 pourrait associer, dans la base de données BdD, une pluralité de quantités de chaleur Th à la plage élémentaire HC2-1, HC2-2, …, HC2-X déterminée.
  • Dans une quatrième étape E4, le calculateur 9 détermine, dans la base de données BdD, le module de chauffage 3 à utiliser dans le système de conditionnement SC, à partir de la quantité de chaleur Th à apporter dans ledit module de chauffage 3, de manière à permettre un chauffage optimal du flux de carburant Q dans le module de chauffage 3 pour permettre son injection dans la chambre de combustion de la turbomachine M. Dans cette étape, le calculateur 9 pourrait alternativement déterminer plusieurs modules de chauffage 3 possibles
  • Dans le cas dans lequel le module de chauffage 3 est un échangeur de chaleur, le procédé comprend une cinquième étape E5 de détermination de la source chaude SA à utiliser dans le module de chauffage 3.
  • Lorsque le calculateur 9 détermine une pluralité de modules de chauffage 3 possibles (comme cela est le cas dans l’exemple de la plage élémentaire HC2-2 de la base de données BdD représentée sur la ), l’homme du métier choisit ensuite en fonction d’autres critères comme par exemple la place disponible dans l’aéronef.
  • En pratique, pour s’assurer que le système de conditionnement SC est correctement dimensionné et respecte les critères de transfert γ définis précédemment :
    • une différence entre la valeur de deuxième enthalpie spécifique HC2 et la valeur de première enthalpie spécifique HC1, déterminées pour chaque phase de vol, est mesurée, et
    • la différence mesurée est divisée par 106.
  • La première enthalpie spécifique HC1 et la deuxième enthalpie spécifique HC2 sont déterminées à partir d’une mesure locale de la température statique et de la pression statique du flux de carburant Q et de l’utilisation des diagrammes appropriés pour le fluide.
  • Lorsque le critère de transfert γ est inclus dans l’intervalle [γmin ; γmax] calculé, alors le système de conditionnement SC est dimensionné de manière optimale pour toutes les phases de vol de l’aéronef, de manière à réchauffer le flux de carburant Q de manière optimale pour son injection dans la turbomachine à gaz M.
    •

Claims (10)

  1. Procédé de détermination d’au moins une quantité de chaleur (Th) à fournir dans au moins un module de chauffage (3) d’un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), un flux de carburant (Q) circulant entre le réservoir cryogénique (R) et la turbomachine (M) via un circuit de carburant (1), l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol,
    • le module de chauffage (3) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir de la quantité de chaleur (Th),
    • le flux de carburant (Q) possédant :
      • au moins une première enthalpie spécifique (HC1) à un point d’entrée (P1) positionné sur le circuit de carburant (1) en sortie du réservoir cryogénique (R),
      • au moins une deuxième enthalpie spécifique (HC2) à un point de sortie (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M),
    • une base de données (BdD) de quantités de chaleur (Th) étant accessible, chaque quantité de chaleur (Th) étant associée à une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A),
    • le procédé comprend les étapes consistant à :
      • déterminer une plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) définie, entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2a) et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2b), à partir de :
        • la première enthalpie spécifique prédéterminée (HC1) au point d’entrée (P1), et
        • des formules suivantes :
    γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
    γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
    • déterminer, dans la base de données, la quantité de chaleur (Th) dont la plage élémentaire (HC2-x) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) est entièrement comprise dans la plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) de manière à déterminer la quantité de chaleur (Th) à apporter dans le module de chauffage (3).
  2. Procédé de détermination selon la revendication 1, dans lequel la base de données associant pour chaque quantité de chaleur (Th), au moins un module de chauffage (3), le procédé comprend une étape de détermination (E1), dans la base de données (BdD), d’au moins un module de chauffage (3) à utiliser dans le système de conditionnement (SC).
  3. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel le système de conditionnement (SC) étant défini dans un référentiel aéronef (REF-A) et un référentiel turbomachine (REF-M) distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique (R) étant positionné dans le référentiel aéronef (REF-A) et la turbomachine (M) étant positionnée dans le référentiel turbomachine (REF-M), le système de conditionnement (SC) comprenant au moins un premier module de chauffage (31), configuré pour être monté dans le référentiel aéronef (REF-A) et pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir d’une première quantité de chaleur (ThA), et au moins un deuxième module de chauffage (32), configuré pour être monté dans le référentiel turbomachine (REF-M) et pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir d’une deuxième quantité de chaleur (ThM), la base de données (BdD) associant pour chaque couple d’une pluralité de couples de quantités de chaleur (ThA, ThM) une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A), l’étape de détermination (E3) du procédé permet de déterminer au moins un couple de quantités de chaleur (ThA, ThM) dont la plage élémentaire (HC2-X) est comprise entièrement dans la plage globale (HC2-G), de manière à déterminer la première quantité de chaleur (ThA) à apporter dans le premier module de chauffage (31) et la deuxième quantité de chaleur (ThM) à apporter dans le deuxième module de chauffage (32).
  4. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le module de chauffage (3) est choisi, seul ou en combinaison, parmi : un échangeur de chaleur, un système de chauffage électrique, un système de stockage thermique, une pile à combustible, une turbine à gaz, un brûleur.
  5. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le module de chauffage (3) étant un échangeur de chaleur configuré pour réchauffer le flux de carburant (Q) à partir de calories transférées par au moins une source chaude (SA, SM), la base de données (BdD) associant pour chaque module de chauffage (3) correspondant à un échangeur de chaleur, une source chaude (SA, SM) à utiliser, le procédé comprend un étape de détermination (E5), dans la base de données (BdD), de la source chaude (SA) à utiliser dans le module de chauffage (3) pour réchauffer le flux de carburant (Q).
  6. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie spécifique (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035, et
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 4,507.
  7. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie spécifique (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules :
    • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 4,034, et
    • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
  8. Système de détermination (SD) d’au moins une quantité de chaleur (Th) à fournir dans au moins un module de chauffage (3) d’un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), le système de détermination (SD) étant configuré pour mettre en œuvre le procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 7, l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol,
    • le système de conditionnement (SC) comprenant :
      • un circuit de carburant (1) relié en entrée au réservoir cryogénique (R) et en sortie à la turbomachine (M), un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (1),
      • au moins un module de chauffage (3) configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir de la quantité de chaleur (Th),
      • le flux de carburant (Q) possédant :
        • au moins une première enthalpie spécifique (HC1) à un point d’entrée (P1) positionné sur le circuit de carburant (1) en sortie du réservoir cryogénique (R),
        • au moins une deuxième enthalpie spécifique (HC2) à un point de sortie (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M),
    • le système de détermination (SD) comprenant :
      • une base de données (BdD) de quantités de chaleur (Th) étant accessible, chaque quantité de chaleur (Th) étant associée à une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A),
      • un calculateur (9) configuré pour
        • déterminer une plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) définie, entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2a) et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2b), à partir de :
    la première enthalpie spécifique prédéterminée (HC1) au point d’entrée (P1), et
    des formules suivantes :
    γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
    γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
    • déterminer, dans la base de données, la quantité de chaleur (Th) dont la plage élémentaire (HC2-x) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) est entièrement comprise dans la plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) de manière à déterminer la quantité de chaleur (Th) à apporter dans le module de chauffage (3).
  9. Système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef (A) à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le système de conditionnement (SC) comprenant :
    • un circuit de carburant (1) configuré pour être relié en entrée au réservoir cryogénique (R) et en sortie à la turbomachine (M), un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (1),
    • au moins un module de chauffage (3) configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir d’une quantité de chaleur (Th),
    • le module de chauffage (3) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) entre un point d’entrée (P1) positionné sur le circuit de carburant (1) en sortie du réservoir cryogénique (R) et un point de sortie (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M), le flux de carburant (Q) possédant une première enthalpie spécifique (HC1) au point d’entrée (P1) et une deuxième enthalpie spécifique (HC2) au point de sortie (P2),
    • le module de chauffage (3) est configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) entre le point d’entrée (P1) et le point de sortie (P2) en respectant la condition selon laquelle la deuxième enthalpie spécifique (HC2) est déterminée à partir de la première enthalpie spécifique (HC1), la deuxième enthalpie spécifique (HC2) étant comprise dans un intervalle [HC2a, HC2b] respectant les formules suivantes :
      • γmin = min[(HC2a-HC1)/106] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035,
      • γmax = max[(HC2b-HC1)/106] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712.
  10. Aéronef (A) comprenant un réservoir cryogénique (R), une turbomachine (M) et un système de conditionnement (SC) selon la revendication 9 pour alimenter la turbomachine (M) à partir de carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (R).
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