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 possède, en entrée de la turbomachine M, des conditions connues 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 P3 du circuit de carburant 1, des conditions de sortie C3 (correspondant aux conditions en entrée de la turbomachine M imposées par un motoriste).
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 C3, comme cela est connu, le système de conditionnement SC comprend une pompe mécanique 2 et un ou plusieurs module(s) de chauffage 31, 32. La pompe mécanique 2 est configurée pour faire circuler le flux de carburant Q dans le circuit de carburant 1 et élever sa pression. Chaque module de chauffage 31, 32 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, un premier module de chauffage 31 appartenant au référentiel aéronef REF-A peut prélever de la chaleur issue de l’aéronef (air issu de la cabine, chaleur issue de systèmes électriques ou électroniques, etc.) tandis qu’un deuxième module de chauffage 32 appartenant au référentiel turbomachine REF-M peut 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.).
Lors de la conception d’un système de conditionnement SC, il est nécessaire de choisir les modules de chauffage 31, 32 afin de permettre d’atteindre les conditions de sortie C3 à partir des conditions d’entrée C1 pour toute phase de vol de l’aéronef A. Cela est complexe étant donné que les modules de chauffage 31, 32 ne fournissent pas la même quantité de chaleur pour toutes les phases de vol. Par exemple, 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 les modules de chauffage 31, 32 mais cela augmenterait la masse et l’encombrement.
La conception d’un système de conditionnement SC doit également prendre en compte les contraintes liées aux conduites de liaison L qui relient le référentiel aéronef REF-M au référentiel turbomachine REF-M pour la circulation de carburant. En particulier, les conduites de liaison L relient le premier module de chauffage 31 au deuxième module de chauffage 32. Il a été proposé initialement d’utiliser des conduites de liaison L cryogéniques pour conduire un flux de carburant Q liquide mais ces dernières sont complexes, lourdes, encombrantes et onéreuses pour conduire du carburant à l’état liquide sans impacter les autres fluides circulant au voisinage, en particulier lorsque la conduite de liaison L s’étend dans une aile de l’aéronef A comme illustré à la . Pour éliminer cet inconvénient, il a été proposé d’utiliser des conduites de liaison L non-cryogéniques pour conduire un flux de carburant gazeux. Cela impose d’autres contraintes pour la conception d’un système de conditionnement SC étant donné qu’il faut s’assurer des conditions en entrée des conduites de liaison L, ci-après conditions de transfert, pour que le carburant soit gazeux et suffisamment froid pour éviter tout surdimensionnement des conduites de liaison L. En outre, il est important que le flux de carburant Q soit 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 des modules 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 des surdimensionnements qui affectent 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 des modules de chauffage qui répondent aux exigences d’un système de conditionnement de carburant, en particulier répondant aux conditions d’entrée, aux conditions de sortie mais également aux conditions de transfert, pour toute phase de vol de l’aéronef. Cela permet avantageusement de limiter la variation des conditions d’utilisation des conduites de liaison, ce qui permet de limiter leur poids et leur complexité de mise en œuvre.
PRESENTATION DE L’INVENTION
L’invention concerne un procédé de détermination d’au moins une première quantité de chaleur et au moins une deuxième quantité de chaleur à fournir respectivement dans au moins un premier module de chauffage et au moins un deuxième 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, 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, l’aéronef étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol,
- le premier module de chauffage étant monté dans le référentiel aéronef et configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température de circulation à partir de la première quantité de chaleur,
- le deuxième module de chauffage étant monté dans le référentiel turbomachine en aval du premier module de chauffage, le deuxième module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température d’injection à partir de la deuxième quantité de chaleur,
- au moins une conduite de liaison reliant le premier module de chauffage au deuxième module de chauffage, la conduite de liaison étant configurée pour faire circuler un flux de carburant dans un état monophasique gazeux,
- le flux de carburant possédant :
- au moins une première enthalpie prédéterminée à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique,
- au moins une deuxième enthalpie à un point de transfert positionné sur le circuit de carburant en entrée de la conduite de liaison,
- au moins une troisième enthalpie prédéterminée à un point de sortie positionné sur le circuit de carburant en entrée de la turbomachine,
- une base de données de couples d’une première quantité de chaleur et d’une deuxième quantité de chaleur étant accessible, chaque couple de quantités de chaleur étant associé à une plage élémentaire de deuxième enthalpie, chaque plage élémentaire étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef.
Le procédé comprend les étapes consistant à :
- déterminer une plage globale de deuxième enthalpie définie entre une première borne de deuxième enthalpie et une deuxième borne de deuxième enthalpie, à partir de :
- la première enthalpie prédéterminée au point d’entrée,
- la troisième enthalpie prédéterminée au point de sortie, et
- des formules suivantes :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmin est un critère de transfert égal à 0,073,
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmax est un critère de transfert égal à 0,778,
- déterminer, dans la base de données, 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 et la deuxième quantité de chaleur.
Le procédé selon l’invention permet de déterminer la première quantité de chaleur à fournir dans le premier module de chauffage et la deuxième quantité de chaleur à fournir dans le deuxième module de chauffage pour permettre une répartition optimale du chauffage du flux de carburant dans le référentiel aéronef et dans le référentiel turbomachine. Une telle répartition entre la première quantité de chaleur et la deuxième quantité de chaleur permet d’atteindre une température d’injection dans la turbomachine tout en maintenant la puissance de chauffe dans le premier module de chauffage, ce qui permet d’assurer, quel que soit le régime de la turbomachine, un transport du flux de carburant entre le référentiel aéronef et le référentiel turbomachine à des températures optimales. En particulier, les températures du flux de carburant entre le référentiel aéronef et le référentiel turbomachine sont à la fois suffisamment élevées pour s’affranchir de lignes cryogéniques lourdes et encombrantes et suffisamment basses pour éviter tout surdimensionnement des éléments du système de conditionnement. En outre, les températures du flux de carburant dans le circuit de carburant peuvent avantageusement varier en fonction des phases de vol et du régime de la turbomachine sans que cela ne pénalise le système de conditionnement et son fonctionnement.
La répartition des quantités de chaleur permet également au flux de carburant d’être dans un état gazeux monophasique ou super-critique, ce qui permet de s’assurer de la stabilité de l’écoulement dans les conduites du circuit de carburant. Le système de conditionnement est ainsi sûr et sécurisé.
La chaleur disponible dans le référentiel aéronef est également avantageusement exploitée tout en étant limitée pour éviter tout risque de surdimensionnement de la conduite de liaison. De plus, un chauffage optimal dans le référentiel aéronef permet de s’assurer que la température de flux de carburant en sortie du référentiel aéronef est suffisante pour éviter tout risque d’endommagement des matériaux exposés au froid, comme par exemple les ailes de l’aéronef, dans lesquels transite généralement le flux de carburant.
La chaleur disponible dans le référentiel turbomachine est également avantageusement limitée, ce qui permet de limiter le volume des modules de chauffage et les pertes associées (perte de charge tuyère pour un échangeur tuyère par exemple).
Le procédé selon l’invention permet ainsi un gain de temps important lors de la réalisation d’un système de conditionnement en déterminant automatiquement à partir des conditions d’entrée et des conditions de sortie du flux de carburant, l’ensemble des éléments qui permettent une répartition optimale du chauffage du flux de carburant entre le référentiel aéronef et le référentiel turbomachine.
De manière préférée, la base de données associant pour chaque couple de quantités de chaleur, au moins un couple d’un premier module de chauffage et d’un deuxième module de chauffage, le procédé comprend une étape de détermination, dans la base de données, d’au moins un couple de modules de chauffage. Le procédé selon l’invention permet ainsi de choisir parmi une pluralité de modules de chauffage possibles, les modules de chauffage à utiliser dans le référentiel aéronef et dans le référentiel turbomachine pour réchauffer le flux de carburant de manière optimale. Grâce à l’invention, le choix des modules 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 manière préférée, chaque 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, au moins l’un du premier module de chauffage et/ou du deuxième 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 l’échangeur de chaleur 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’itération comme cela était le cas dans l’art antérieur.
Dans un mode de mise en œuvre, la plage globale de deuxièmes enthalpies est déterminée à partir des formules :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,309, et
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)], dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,681.
Une telle plage de critères de transfert permet un répartition équilibrée du chauffage du flux de carburant entre le premier module de chauffage dans le référentiel aéronef et le deuxième module de chauffage dans le référentiel turbomachine. Une telle répartition équilibrée permet un maintien efficace de la puissance de chauffe des modules de chauffage qui permet d’assurer, quel que soit le régime moteur, un transport de l’hydrogène dans la conduite de liaison, à des températures libres mais suffisamment élevées jusqu’au référentiel moteur. Une répartition équilibrée permet également d’exploiter de manière efficace les sources chaudes disponibles dans le référentiel aéronef. En outre, une répartition équilibrée permet avantageusement d’utiliser les sources chaudes présentent dans le référentiel aéronef et dans le référentiel turbomachine, tout en minimisant l’utilisation des sources chaudes disponibles dans le référentiel aéronef et en limitant la chaleur prélevée dans le référentiel turbomachine, ce qui permet de limiter le volume et l’encombrement des modules de chauffage.
De telles valeurs de critères de transfert permettent de s’assurer que le flux de carburant est dans un état monophasique gazeux ou dans un état super critique, ce qui permet de s’assurer de limiter l’utilisation de conduites de circulation cryogéniques. Cela permet également de limiter l’apparition d’instabilités hydrauliques qui seraient dues à un écoulement diphasique ou trans-critique.
De telles valeurs de critères de transfert permettent également d’assurer un niveau de températures du flux de carburant suffisant pour s’éloigner de la température de transition ductile-fragile du carburant, ce qui permet avantageusement de limiter la fragilité des matériaux du système de conditionnement au froid, permettant d’allonger sa durée de vie.
Dans un premier mode de mise en œuvre alternatif, la plage globale de deuxièmes enthalpies est déterminée à partir des formules :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,157, et
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)], dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,778.
Une telle plage de critères de transfert permet un maintien efficace de la puissance de chauffage des modules de chauffage qui permet d’assurer, quel que soit le régime moteur, un chauffage de l’hydrogène à des températures suffisantes pour permettre le transport du flux de carburant en toute sécurité jusqu’au périmètre turbomachine. Une telle plage de valeurs permet également d’exploiter de manière efficace les sources chaudes disponibles dans le référentiel aéronef. En outre, une telle plage de valeurs permet avantageusement d’utiliser les sources chaudes présentent dans le référentiel aéronef et dans le référentiel turbomachine, tout en minimisant l’utilisation des sources chaudes disponibles dans le référentiel aéronef et en limitant la chaleur prélevée dans le référentiel turbomachine, ce qui permet de limiter le volume et l’encombrement des modules de chauffage.
De telles valeurs de critères de transfert permettent de s’assurer que le flux de carburant est dans un état monophasique gazeux ou dans un état super critique, ce qui permet de s’assurer de limiter l’utilisation de conduites de circulation cryogéniques. Cela permet également de limiter l’apparition d’instabilités hydrauliques qui seraient dues à un écoulement diphasique ou trans-critique.
De telles valeurs de critères de transfert permettent également d’assurer un niveau de températures du flux de carburant suffisant pour s’éloigner de la température de transition ductile-fragile du carburant, ce qui permet avantageusement de limiter la fragilité des matériaux du système de conditionnement au froid, permettant d’allonger sa durée de vie.
Dans un deuxième mode de mise en œuvre alternatif, la plage globale de deuxièmes enthalpies est déterminée à partir des formules :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,073, et
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)], dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,401.
Une telle plage de critères de transfert permet un maintien efficace de la puissance de chauffage des modules de chauffage qui permet d’assurer, quel que soit le régime moteur, un chauffage de l’hydrogène à des températures minimales pour permettre le transport du flux de carburant en toute sécurité jusqu’au périmètre turbomachine. Une telle plage de valeurs permet également d’exploiter avantageusement les sources chaudes disponibles dans le référentiel aéronef. En outre, une telle plage de valeurs permet d’utiliser les sources chaudes présentent dans le référentiel aéronef et dans le référentiel turbomachine, tout en minimisant l’utilisation des sources chaudes disponibles dans le référentiel aéronef et en limitant la chaleur prélevée dans le référentiel turbomachine, ce qui permet de limiter le volume et l’encombrement des modules de chauffage.
De telles valeurs de critères de transfert permettent de s’assurer que le flux de carburant est dans un état monophasique gazeux ou dans un état super critique, ce qui permet de s’assurer de limiter l’utilisation de conduites de circulation cryogéniques. Cela permet également de limiter l’apparition d’instabilités hydrauliques qui seraient dues à un écoulement diphasique ou trans-critique.
L’invention concerne également un système de détermination d’au moins une première quantité de chaleur et au moins une deuxième quantité de chaleur à fournir respectivement dans au moins un premier module de chauffage et au moins un deuxième 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 la procédé de détermination tel que décrit précédemment, 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, 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 premier module de chauffage monté dans le référentiel aéronef, le premier module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température de circulation à partir de la première quantité de chaleur,
- au moins un deuxième module de chauffage monté en aval du premier module de chauffage dans le référentiel turbomachine, le deuxième module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température d’injection à partir de la deuxième quantité de chaleur,
- au moins une conduite de liaison reliant le premier module de chauffage au deuxième module de chauffage, la conduite de liaison étant configurée pour faire circuler un flux de carburant dans un état monophasique gazeux,
- le flux de carburant possédant :
- au moins une première enthalpie prédéterminée à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique,
- au moins une deuxième enthalpie à un point de transfert positionné sur le circuit de carburant en entrée de la conduite de liaison,
- au moins une troisième enthalpie prédéterminée 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 plages élémentaires de deuxièmes enthalpies, chaque plage élémentaire étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef, la base de données étant configurée pour associer pour chaque plage élémentaire, au moins un couple d’une première quantité de chaleur et d’une deuxième quantité de chaleur,
- un calculateur configuré pour :
- déterminer une plage globale de deuxième enthalpie entre une première borne de deuxième enthalpie et une deuxième borne de deuxième enthalpie, à partir de :
- la première enthalpie prédéterminée au point d’entrée,
- la troisième enthalpie prédéterminée au point de sortie, et
- les formules suivantes :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmin est un critère de transfert égal à 0,073,
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmax est un critère de transfert égal à 0,778,
- déterminer, dans la base de données, au moins un couple de quantités de chaleur dont la plage élémentaire est comprise entièrement dans la plage globale.
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 répartition optimale de la première quantité de chaleur à apporter dans le premier module de chauffage dans le référentiel aéronef et de la deuxième quantité de chaleur à apporter dans le deuxième module de chauffage dans le référentiel turbomachine, 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, 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, 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 premier module de chauffage monté dans le référentiel aéronef, le premier module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température de circulation à partir de la première quantité de chaleur,
- au moins un deuxième module de chauffage monté en aval du premier module de chauffage dans le référentiel turbomachine, le deuxième module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température d’injection à partir de la deuxième quantité de chaleur,
- au moins une conduite de liaison reliant le premier module de chauffage au deuxième module de chauffage, la conduite de liaison étant configurée pour faire circuler un flux de carburant dans un état monophasique gazeux,
- le flux de carburant possédant :
- au moins une première enthalpie prédéterminée à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique,
- au moins une deuxième enthalpie à un point de transfert positionné sur le circuit de carburant en entrée de la conduite de liaison,
- au moins une troisième enthalpie prédéterminée à un point de sortie positionné sur le circuit de carburant en entrée de la turbomachine,
- système de conditionnement dans lequel, la deuxième enthalpie du flux de carburant est comprise dans un intervalle [HC2a, HC2b] respectant les formules suivantes :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmin est un critère de transfert égal à 0,073,
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmax est un critère de transfert égal à 0,778.
Dans une forme de réalisation, la deuxième enthalpie du flux de carburant comprise dans l’intervalle [HC2a, HC2b] respecte les formules suivantes :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert γRmin est égal à 0,309, et
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert γRmax est un égal à 0,681.
Dans une première forme de réalisation alternative, la deuxième enthalpie du flux de carburant comprise dans l’intervalle [HC2a, HC2b] respecte les formules suivantes :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert γRmin est égal à 0,157, et
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert γRmax est un égal à 0,778.
Dans une deuxième forme de réalisation alternative, la deuxième enthalpie du flux de carburant comprise dans l’intervalle [HC2a, HC2b] respecte les formules suivantes :
- γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert γRmin est égal à 0,073, et
- γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert γRmax est un égal à 0,401.
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.
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 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.
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.
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. De même, le flux de carburant Q possède, en entrée de la turbomachine M, des conditions connues imposées par un motoriste 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.
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 P3 du circuit de carburant 1, positionné directement avant l’entrée dans la turbomachine M, des conditions de sortie C3 prédéterminées et 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 HC1 prédéterminée. Plus précisément, le flux de carburant Q possède au point d’entrée P1 une première enthalpie HC1 déterminée par exemple pour une valeur d’enthalpie 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 HC1 varie dans un intervalle de premières enthalpies HC1 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
Comme cela est connu, l’enthalpie 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 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 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 P3,
- est la variation de température entre le point d’entrée P1 et le point de sortie P3,
- est la capacité thermique massique à pression constante,
- est la densité,
- est la température statique, et
- est le coefficient de dilatation thermique.
Le flux de carburant Q possède en outre au point de sortie P3 une troisième enthalpie HC3 prédéterminée. De manière analogue au point d’entrée P1, le flux de carburant Q possède au point de sortie P3 une troisième enthalpie HC3 qui varie dans un intervalle de troisièmes enthalpies HC3, déterminée par exemple pour une valeur d’enthalpie 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 troisièmes enthalpies HC3 est valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
A titre d’exemple, pour un para-hydrogène, la première enthalpie HC1 du flux de carburant Q au point d’entrée P1 est comprise dans l’intervalle [-29 942 ; 49 693] J/kg et la troisième enthalpie HC3 au point de sortie P3 est comprise dans l’intervalle [ 2 084 731 ; 6 681 802] J/kg pour une valeur d’enthalpie de référence nulle HC=0 à la saturation liquide et au point d’ébullition, c’est-à-dire pour une pression de 101325 Pa.
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 C3, le système de conditionnement SC comprend une pompe mécanique 2 et deux modules de chauffage 31, 32.
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.
Chaque module de chauffage 31, 32 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 deux modules de chauffage 31, 32, cependant le système de conditionnement SC pourrait alternativement comprendre un nombre différent de modules de chauffage 31, 32, en particulier un nombre supérieur à deux.
Dans cet exemple, un premier module de chauffage 31 est monté dans le référentiel aéronef REF-A et est configuré pour réchauffer le flux de carburant Q jusqu’à une température de circulation Tc. La température de circulation Tc correspond à une température supérieure à un seuil de cryotempérature, de manière à s’affranchir de l’installation de lignes cryogéniques lourdes et encombrantes entre le référentiel aéronef REF-A et le référentiel turbomachine REF-M. Dans cet exemple, la température de circulation Tc est comprise entre 44,5 et 299,7 °C. Un deuxième module de chauffage 32 est monté dans le référentiel turbomachine REF-M et est configuré pour réchauffer le flux de carburant Q jusqu’à une température d’injection Ti. La température d’injection Ti est supérieure à la température de circulation Tc et 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 dans ce document un système de conditionnement SC comprenant 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, il va de soi que le système de conditionnement SC pourrait comprendre un nombre différent de modules de chauffage 31 montés dans le référentiel aéronef REF-A et/ou un nombre différent de modules de chauffage 32 montés dans le référentiel turbomachine REF-M.
Dans cet exemple, le premier module de chauffage 31 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. Le deuxième module de chauffage 32 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..
Chaque module de chauffage 31, 32 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. Chaque module de chauffage 31, 32 est configuré pour fournir une quantité de chaleur propre.
En particulier, le premier module de chauffage 31 est configuré pour fournir une première quantité de chaleur ThA permettant de chauffer le flux de carburant Q jusqu’à la température de circulation Tc. 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.
Pour relier le premier module de chauffage 31 et le deuxième module de chauffage 32, le système de conditionnement SC comprend une conduite de liaison L, comme représenté sur la . La conduite de liaison L est configurée pour faire circuler un flux de carburant Q dans un état monophasique gazeux. Autrement dit, la conduite de liaison L n’est pas une conduite cryogénique, ce qui permet de s’affranchir d’une conduite de liaison L lourde et encombrante, comme décrit précédemment. De plus, un état monophasique permet de limiter les instabilités de l’écoulement dans la conduite de liaison L.
Le flux de carburant Q possède, à un point de transfert P2 du circuit de carburant 1, positionné directement en entrée de la conduite de liaison L, c’est-à-dire en sortie du premier module de chauffage 31, des conditions de transfert C2. En particulier, le flux de carburant Q possède, au point de transfert P2, une deuxième enthalpie HC2. Plus précisément, le flux de carburant Q possède au point de transfert P2 une deuxième enthalpie HC2 qui varie dans un intervalle de deuxième enthalpie HC2 déterminée par exemple pour une valeur d’enthalpie de référence nulle à la saturation liquide et au point d’ébullition, c’est-à-dire pour une pression de 101325 Pa. L’intervalle de deuxièmes enthalpies HC2 est valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
La deuxième enthalpie HC2 est configurée pour être déterminée à partir de la première enthalpie HC1 au point d’entrée P1, de la troisième enthalpie HC3 au point de sortie P3 et d’un critère de transfert γR, selon lequel γR=(HC2-HC1)/(HC3-HC1). En pratique, la deuxième enthalpie HC2 dépend de la première quantité de chaleur ThA fournit par le premier module de chauffage 31 et la deuxième quantité de chaleur ThM fournit par le deuxième module de chauffage 32, comme cela sera décrit plus en détails par la suite.
Selon un aspect de l’invention, le critère de transfert γR est défini selon un critère de transfert minimum γRmin et un critère de transfert maximum γRmax, de manière à couvrir toutes les phases de vol de l’aéronef A. En pratique, le critère de transfert γR dépend des intervalles de définition de chaque enthalpie HC1, HC2, HC3 qui varient suivant les phases de vol de l’aéronef. Autrement dit, le critère de transfert γR est défini dans une plage prédéterminée [γRmin ; γRmax]. Selon un aspect de l’invention, le critère de transfert γR permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies HC2 est défini dans une plage prédéterminée [0,073 ; 0,778]. Une telle gamme de critère de transfert γR permet avantageusement une répartition optimale du chauffage entre le référentiel aéronef REF-A et le référentiel turbomachine REF-M.
Dans une première forme de réalisation alternative, le critère de transfert γR permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies HC2 est défini dans la plage prédéterminée [0,309 ; 0,681]. Une telle plage permet de s’assurer que le flux de carburant Q circule dans le circuit de carburant 1 à des températures satisfaisantes à la fois dans le référentiel aéronef REF-A et dans le référentiel turbomachine REF-M.
Dans une deuxième forme de réalisation alternative, le critère de transfert γR permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies HC2 est défini dans la plage prédéterminée [0,157 ; 0,778]. Une telle plage permet de s’assurer que le flux de carburant Q circule entre le référentiel aéronef et le référentiel turbomachine à des températures libres mais suffisamment élevées pour permettre une répartition optimale du chauffage entre le premier module de chauffage 31 et le deuxième module de chauffage 32.
Dans une troisième forme de réalisation alternative, le critère de transfert γR permettant de déterminer une plage de deuxièmes enthalpies HC2 est défini dans la plage prédéterminée [0,073 ; 0,401]. Une telle plage permet de s’assurer que le flux de carburant Q circule entre le référentiel aéronef et le référentiel turbomachine à une température minimale pour permettre de s’affranchir de conduite de circulation cryogénique.
Il est également représenté sur la , un système de détermination SD, selon une forme de réalisation de l’invention, de la première quantité de chaleur ThA et de la deuxième quantité de chaleur ThM à fournir respectivement dans le premier module de chauffage 31 et dans le deuxième module de chauffage 32, pour permettre d’obtenir au point de transfert P2, une deuxième enthalpie 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 HC2, et un calculateur 9, configuré pour déterminer la première quantité de chaleur ThA et la deuxième quantité de chaleur ThM à fournir respectivement dans le premier module de chauffage 31 et le deuxième module de chauffage 32.
Dans la base de données BdD, chaque plage élémentaire HC2-1, HC2-2, … HC2-X de deuxièmes enthalpies 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 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 HC2 un ou plusieurs couple(s) d’une première quantité de chaleur ThA et d’une deuxième quantité de chaleur ThM.
La base de données BdD associe également pour chaque couple d’une première quantité de chaleur ThA et d’une deuxième quantité de chaleur ThM, un couple de modules de chauffage 31, 32 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 HC2 donnée, le type de modules de chauffage 31, 32 à monter dans le système de conditionnement SC, et en particulier à monter dans le référentiel aéronef REFA et dans le référentiel turbomachine REF-M, pour permettre au flux de carburant Q d’être dans un état monophasique gazeux dans la conduite de liaison L, ce qui permet de s’assurer d’un système de conditionnement SC qui soit défini de manière optimale en fonction des conditions d’entrée C1 et des conditions de sortie C3. De manière alternative, la base de données BdD pourrait également être configurée pour associer à chaque couple de quantités de chaleur ThA, ThM une pluralité de couples de modules de chauffage 31, 32 possibles.
Pour chaque module de chauffage 31, 32 correspondant à un échangeur de chaleur, configuré pour réchauffer le flux de carburant Q à partir des calories fournies par une source chaude SA, SM 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 31, 32, une source chaude SA, SM à utiliser. De manière alternative, la base de données BdD pourrait également être configurée pour associer à chaque couple de modules de chauffage 31, 32, une pluralité de couples de sources chaudes SA, SM possibles.
A titre d’exemple, en référence à la , pour une plage élémentaire HC2-2 de deuxièmes enthalpies HC2, la base de données BdD est configurée pour associer trois couples (ThA-21 ; ThM-21), (ThA-22 ; ThM-22), (ThA-23 ; ThM-23) possibles d’une première quantité de chaleur ThA et d’une deuxième quantité de chaleur ThM à fournir respectivement dans le premier module de chauffage 31 et dans le deuxième module de chauffage 32. La base de données BdD est également configurée pour associer à chaque couple de quantités de chaleur (ThA ; ThM) un couple de modules de chauffage 31, 32 permettant de fournir de telles quantités de chaleur ThA, ThM. Dans un exemple, le premier couple de modules de chauffage (31-21 ; 32-21) correspond à un système de chauffage électrique monté dans le référentiel aéronef REF-A et à une pile à combustible montée dans le référentiel turbomachine REF-M, le deuxième couple de modules de chauffage (31-22 ; 32-22) correspond à un échangeur de chaleur monté dans le référentiel aéronef REF-A et à une pile à combustible montée dans le référentiel turbomachine REF-M, et le troisième couple de modules de chauffage (31-23 ; 32-23) correspond à un système de chauffage électrique monté dans le référentiel aéronef REF-A et à une turbine à gaz de chauffage montée dans le référentiel turbomachine REF-M. Dans cet exemple, dans lequel le deuxième couple de modules de chauffage (31-22 ; 32-22) comprend 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 31-22 plusieurs sources chaudes SA1, SA2 à utiliser.
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 HC2 pourrait alternativement être associée à un nombre différent de couples de quantités de chaleur ThA, ThM. De même, chaque couple de quantités de chaleur ThA, ThM pourrait alternativement être associé à un nombre différent de couples de modules de chauffage 31, 32. En outre, il est représenté sur la , deux exemples de couples de modules de chauffage 31, 32 dans lesquels un seul module de chauffage 31-22, 32-3 est un échangeur de chaleur auquel est associé plusieurs sources chaudes SA1, SA2, SM1, SM2, cependant il va de soi que le couple de modules de chauffage 31, 32 pourrait tout aussi bien correspondre à deux échangeurs de chaleur, l‘un monté dans le référentiel aéronef REF-A et l’autre monté dans le référentiel turbomachine REF-M. Dans ce cas, la base de données BdD serait configurée pour associer au couple de modules de chauffage 31, 32 un ou plusieurs couples de sources chaudes SA, SM. De même, la base de données BdD pourrait alternativement associer au couple de modules de chauffage 31, 32 comprenant un échangeur de chaleur, une unique source chaude SA, SM à utiliser.
Comme décrit précédemment, le système de détermination SD comprend également un calculateur 9. Le calculateur 9 est configuré pour déterminer pour le système de conditionnement SC les modules de chauffage 31, 32 à monter respectivement dans le référentiel aéronef REF-A et dans le référentiel turbomachine REF-M à partir des conditions d’entrée C1 et des conditions de sortie C3 du flux de carburant Q. Pour cela, le calculateur 9 est configuré pour déterminer une plage de deuxièmes enthalpies [HC2a-HC2b] nécessaire au point de transfert 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 HC2a à partir de la première enthalpie HC1 prédéterminée au point d’entrée P1, de la troisième enthalpie HC3 prédéterminée au point de sortie P3 et de la formule γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmin est un critère de transfert égal à 0,073,
- déterminer une deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b à partir de la première enthalpie HC1 prédéterminée au point d’entrée P1, de la troisième enthalpie HC3 prédéterminée au point de sortie P3 et de la formule γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmax est un critère de transfert égal à 0,778, et
- déterminer une plage globale HC2-G de deuxième enthalpie HC2 entre la première borne de deuxième enthalpie HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b déterminées.
En particulier, dans le critère de transfert γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] le minimum γRmin est recherché pour toutes les valeurs de premières enthalpies HC1 dans l’intervalle de premières enthalpies HC1 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef, pour toutes les valeurs de deuxièmes enthalpies HC2 dans l’intervalle de deuxièmes enthalpies HC2 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef et pour toutes les valeurs de troisièmes enthalpies HC3 dans l’intervalle de troisièmes enthalpies HC3 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef. De manière analogue, dans le critère de transfert γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] le maximum γRmax est recherché pour toutes les valeurs de premières enthalpies HC1 dans l’intervalle de premières enthalpies HC1 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef, pour toutes les valeurs de deuxièmes enthalpies HC2 dans l’intervalle de deuxièmes enthalpies HC2 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef et pour toutes les valeurs de troisièmes enthalpies HC3 dans l’intervalle de troisièmes enthalpies HC3 valable pour toutes les phases de vol de l’aéronef.
Dans une forme de réalisation, le calculateur 9 est configuré pour déterminer les bornes de deuxième enthalpie HC2 à partir des formules précédentes, dans lesquels le critère de transfert γRmin est égal à 0,309 et le critère de transfert γRmax est égal à 0,681.
Dans une première forme de réalisation alternative, le calculateur 9 est configuré pour déterminer les bornes de deuxième enthalpie HC2 à partir des formules précédentes, dans lesquels le critère de transfert γRmin est égal à 0,157 et le critère de transfert γRmax est égal à 0,778.
Dans une deuxième forme de réalisation alternative, le calculateur 9 est configuré pour déterminer les bornes de deuxième enthalpie HC2 à partir des formules précédentes, dans lesquels le critère de transfert γRmin est égal à 0,073 et le critère de transfert γRmax est égal à 0,401.
Le calculateur 9 est également configuré pour déterminer, parmi la pluralité de plages élémentaires HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies 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 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 HC2 selon la plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies 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) couple(s) de quantités de chaleur ThA, ThM correspondant à la plage élémentaire HC2-X déterminée,
- le (ou les) couple(s) de modules de chauffage 31, 32 à monter dans le référentiel aéronef REF-A et dans le référentiel turbomachine REF-M, et
- lorsqu’un ou plusieurs modules de chauffage 31, 32 est un échangeur de chaleur, la (ou les) source(s) de chaleur SA, SM à utiliser dans le (ou les) module(s) de chaleur 31, 32.
Le système de détermination SD selon l’invention permet avantageusement de déterminer les modules de chauffage 31, 32 à utiliser dans le système de conditionnement SC de manière à répartir au mieux la quantité de chaleur à apporter au flux de carburant Q dans le référentiel aéronef REF-A et dans le référentiel turbomachine REF-M pour permettre un chauffage optimal du flux de carburant Q tout en s’affranchissant de l’utilisation de lignes cryogéniques et en optimisant la masse et l’encombrement du système de conditionnement SC.
Il va dorénavant être décrit un procédé de détermination d’une première quantité de chaleur ThA et d’une deuxième quantité de chaleur ThM à fournir respectivement dans un premier module de chauffage 31 et un deuxième module de chauffage 32 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 et les conditions de sortie C3 au point de sortie P3 du circuit de carburant 1 sont prédéterminées et connues. En particulier, la première enthalpie HC1 au point d’entrée P1 et la troisième enthalpie HC3 au point de sortie P3 sont connues pour les différentes phases de vol de l’aéronef.
Le procédé comprend une première étape E1 de détermination, par le calculateur 9, d’une plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies HC2 définie entre une première borne de deuxième enthalpie HC2a et une deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b. Pour cela, le calculateur 9 détermine, dans cette étape E1, la première borne de deuxième enthalpie HC2a à partir de la première enthalpie HC1 prédéterminée au point d’entrée P1, de la troisième enthalpie HC3 prédéterminée au point de sortie P3 et de la formule γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmin est un critère de transfert égal à 0,073. Dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine également la deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b à partir de la première enthalpie HC1 prédéterminée au point d’entrée P1, de la troisième enthalpie HC3 prédéterminée au point de sortie P3 et de la formule γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmax est un critère de transfert égal à 0,778.
Dans un premier mode de mise œuvre alternatif, dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine la première borne de deuxième enthalpie HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b, tels que les critères de transfert γRmin et γRmax soient respectivement égaux à 0,309 et 0,681.
Dans un deuxième mode de mise œuvre alternatif, dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine la première borne de deuxième enthalpie HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b, telles que les critères de transfert γRmin et γRmax soient respectivement égaux à 0,157 et 0,778.
Dans un troisième mode de mise œuvre alternatif, dans cette étape E1, le calculateur 9 détermine la première borne de deuxième enthalpie HC2a et la deuxième borne de deuxième enthalpie HC2b, telles que les critères de transfert γRmin et γRmax soient respectivement égaux à 0,073 et 0,401.
Dans une deuxième étape E2, la calculateur 9 compare la plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies HC2 avec une pluralité de plages élémentaires HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies 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 HC2 est entièrement incluse dans la plage globale HC2-G de deuxièmes enthalpies 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’un couple de quantités de chaleur ThA, ThM à apporter dans le premier module de chauffage 31 et dans le deuxième module de chauffage 32 à partir de la plage élémentaire HC2-1, HC2-2, …, HC2-X de deuxièmes enthalpies HC2 déterminée. Il va de soi que le calculateur 9 pourrait associer, dans la base de données BdD, une pluralité de couples de quantités de chaleur ThA, ThM 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 premier module de chauffage 31 et le deuxième module de chauffage 32 à utiliser dans le système de conditionnement SC, à partir du couple de quantités de chaleur ThA, ThM à apporter dans ledit premier module de chauffage 31 et dans ledit deuxième module de chauffage 32, de manière à répartir le chauffage du flux de carburant Q de manière optimale entre le référentiel aéronef REF-A et le référentiel turbomachine REF-M dans le système de conditionnement SC. Dans cette étape, le calculateur 9 pourrait alternativement déterminer différents couples possibles de modules de chauffage 31, 32.
Dans le cas dans lequel un ou plusieurs module(s) de chauffage 31, 32 est un échangeur de chaleur, le procédé comprend une cinquième étape E5 de détermination de la ou des source(s) de chaleur à utiliser dans chaque module de chauffage 31, 32 de type échangeur de chaleur.
Lorsque le calculateur 9 détermine une pluralité de couples de modules de chauffage 31, 32 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.
En pratique, pour s’assurer que le système de conditionnement SC est correctement dimensionné et respecte les critères de transfert γR définis précédemment :
- une première différence entre la valeur de deuxième enthalpie HC2 et la valeur de première enthalpie HC1, déterminées pour chaque phase de vol, est mesurée,
- une deuxième différence entre une valeur de troisième enthalpie HC3 et une valeur de première enthalpie HC1, déterminées pour chaque phase de vol, est mesurée, et
- le ratio entre la première différence (HC2-HC1) et la deuxième différence (HC3-HC1) est calculé.
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.
Lorsque le critère de transfert γR est inclus dans l’intervalle [γRmin ; γRmax] 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 entre le réservoir cryogénique R et la turbomachine à gaz M.