FR2664649A1 - Perfectionnements de l'admission des propulseurs aerospatiaux. - Google Patents
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Abstract
Une admission (10) d'air adaptée à un propulseur aérospatial comprend une conduite (11) qui contient en série un injecteur (16) d'oxygène liquide et deux échangeurs de chaleur (17, 18). L'oxygène liquide envoyé par l'injecteur (16) dans l'écoulement d'air le long de la conduite (11) amène l'eau dans l'écoulement d'air à se changer en petits cristaux secs de glace. Ces derniers passent à travers les échangeurs de chaleur (17, 18) sans avoir tendance à fondre. Le dépôt de glace sur les échangeurs de chaleur (17, 18) est ainsi évité.
Description
Cette invention se rapporte à l'admission des propulseurs aérospatiaux et,
plus particulièrement, à l'admission adaptée au type de propulseur aérospatial divulgué dans
la demande de brevet britannique 84-30157.
Un procédé courant pour éviter la formation de glace dans la zone d'admission d'un moteur à turbine à gaz consiste à prélever de l'air chaud au niveau d'un étage convenable du compresseur du moteur et à utiliser cet air pour préchauffer certains
éléments de la zone d'admission tels que les traverses et les aubes directrices d'entrée.
Cette technique est utilisée avec des moteurs fonctionnant à basse altitude L'eau composant la glace y est en effet sous forme de gouttelettes surrefroidies ou de vapeur
très froide qui donne lieu à de la coalescence.
A haute altitude, on peut encore rencontrer de la glace, mais sous une forme moins aléatoire Dans de telles conditions, la cristallisation a en effet déjà eu lieu et la glace est sous forme d'une "poussière" de cristaux très secs et très froids Les cristaux
peuvent s'entrechoquer et heurter des surfaces métalliques sans qu'il y ait coalescence.
Puis ils transversent la zone d'admission du moteur.
Dans le cas d'un compresseur d'un moteur à turbine à gaz conventionnel, il existe un endroit du compresseur o les cristaux s'évaporent et deviennent de la vapeur d'eau Pour autant qu'on le sache, ce processus n'est pas nuisible pour les composants
du compresseur.
En termes de thermodynamique, le processus est même bénéfique puisque ses effets sont comparables à ceux d'un refroidisseur intermédiaire du compresseur en raison du processus associé de transfert de chaleur latente Ainsi, si la vapeur d'eau peut être transformée en de petits cristaux secs de glace, le passage de ces cristaux à
travers le moteur est possible sans dépôt ni coalescence.
Le propulseur décrit et revendiqué dans la demande de brevet britannique 84-
30157 comprend un compresseur basses pressions qui reçoit de l'air via deux échangeurs de chaleur disposés en série Les deux échangeurs de chaleur reçoivent un fluide de refroidissement sous la forme d'hydrogène liquide à hautes pressions Les écoulements du fluide de refroidissement sont utilisés pour refroidir lair à rentrée du compresseur basses pressions et l'amener à une température adaptée à un
fonctionnement efficace du moteur.
Dans certaines zones à basse altitude de la trajectoire de vol du propulseur évoqué ci-dessus, l'air chaud et humide peut être refroidi dans les échangeurs de chaleur au point qu'il se produit un dépôt considérable de glace sur les échangeurs de chaleur, particulièrement sur l'échangeur de chaleur amont Au cours d'un intervalle de temps très court, le dépôt de glace peut être à la vérité si important que le
fonctionnement efficace du propulseur est compromis.
Le système de compression de lair du propulseur ne peut pas être utilisé pour fournir des moyens de chauffage En effet, même si le processus de compression augmente la température de Pair, cette température reste probablement en dessous de 00 C et, à la sortie du compresseur basses pressions, la température de lair sera très en dessous de oa C. La présente invention a pour objet de fournir un système d'admission d'air adapté à un propulseur aérospatial et dont ladmission d'air comporte au moins un échangeur de chaleur et dans laquelle sont prévus des moyens pour empêcher le dépôt
de glace sur l'échangeur de chaleur.
Conformément à la présente invention, une admission d'air adaptée à un propulseur aérospatial comprend une conduite ayant une extrémité amont pour recevoir un écoulement d'air et une extrémité aval pour délivrer ledit écoulement d'air audit propulseur, ladite conduite contenant au moins un échangeur de chaleur adapté à permettre un échange de chaleur entre ledit écoulement d'air et un fluide dont la température est inférieure à celle dudit écoulement d'air entrant dans ledit échangeur de chaleur, et un injecteur cryogène injectant en service un cryogène à l'intérieur dudit écoulement d'air, ledit cryogène étant choisi pour dans un premier mode de fonctionnement à basse altitude, réduire la température dudit écoulement d'air jusqu'à ce que toute son eau soit changée en cristaux de glace qui sont suffisamment petits et secs pour passer à travers ledit échangeur de chaleur sans aucune tendance à fondre, dans un second mode de fonctionnement à haute altitude, réduire la température dudit écoulement d'air jusqu'à ce que soit pour ainsi dire évité audit au moins un échangeur
de chaleur tout dommage calorifique dû audit écoulement dair.
L'invention va à présent être décrite au moyen d'exemples en regard du dessin joint qui montre une coupe schématique d'une admission d'air vue de côté pour
propulseur aérospatial conformément à la présente invention.
Selon le dessin, une admission d'air porte la référence générale 10 Elle est adaptée à un propulseur aérospatial (non représenté) du type de celui décrit dans la demande de brevet britannique 84-30157 L'admission 10 comprend une conduite 11 ayant une extrémité amont 12 o est disposée une entrée 13 d'air, et une extrémité aval
14 qui délivre à un propulseur aérospatial l'coulement d'air à travers l'admission 10.
En fonctionnement à basse altitude, rair humide ambiant pénètre dans la conduite 11 par rentrée 13 d'air comme cela est indiqué par les flèches 15 et s'écoule sur un injecteur 16 cryogène rinjecteur 16 cryogène est adapté pour diffuser de roxygène liquide dans l'écoulement d'air à travers la conduite 11 de sorte que la température de lair est abaissée à -500 C ou moins Cette rapide réduction de la température de l'air amène l'eau contenue dans l'écoulement d'air à se cristalliser rapidement en petits
cristaux secs de glace.
L'écoulement d'air transportant les petits cristaux secs de glace ainsi créés passe ensuite en série à travers deux échangeurs de chaleur 17 et 18 qui se trouvent à l'intérieur de la conduite 11 Les échangeurs de chaleur 17 et 18 correspondent aux deux échangeurs de chaleur disposés dans l'entrée d'air du propulseur décrit dans la demande de brevet britannique 84-30157 Chaque échangeur de chaleur 17 et 18 est muni d'un écoulement d'hydrogène liquide afin de réduire encore la température de
lécoulement d'air à travers la conduite 11.
Comme les échangeurs de chaleur 17 et 18 sont plus froids que l'écoulement d'air refroidi par rinjecteur 16 cryogène, les petits cristaux secs de glace transportés par l'écoulement d'air passent tout droit à travers les échangeurs de chaleur 17 et 18 pour pénétrer dans rentrée d'air du propulseur aérospatial (non représenté), comme décrit ci-dessus, sans effet nuisible sur le fonctionnement du moteur C'est pourquoi il
n'y a pas de dépôt indésirable de glace sur les échangeurs de chaleur 17 et 18.
Une vanne 19 régule le flux d'oxygène liquide vers rinjecteur 16 cryogène de façon à assurer une température de lécoulement d'air maintenue à une valeur de -50 'C ou moins Cela assure à son tour que les cristaux de glace formés par l'injection d'oxygène liquide sont suffisamment petits et secs pour passer à travers les échangeurs de chaleur 17 et 18 sans fondre lors de la collision avec les échangeurs de chaleur 17 et 18 La fonte lors de la collision s'appelle "recongélation" et se produit si l'énergie cinétique des cristaux de glace est supérieure à la chaleur nécessaire pour élever la température de la glace jusqu'à 00 C Elle entraîne aussi une fonte partielle des cristaux de glace aux points d'impact Nous avons constaté que, si la température de l'air résultant de l'injection d'oxygène liquide est au-dessus de -50 'C, une certaine recongélation est encore possible En conséquence, le risque demeure que particulièrement léchangeur de chaleur 17 amont soit obstrué par la glace A des températures inférieures à -50 'C, il y a un taux satisfaisant de formation des petits
cristaux secs de glace souhaités.
L'oxygène liquide est le cryogène idéal pour l'injection dans lécoulement d'air à travers la conduite 11, car il enrichit l'alimentation en air du propulseur aérospatial On comprendra toutefois que d'autres cryogènes convenables puissent être utilisés si nécessaire. Il est inévitable que quelques petits cristaux secs de glace parmi ceux passant à travers les échangeurs de chaleur 17 et 18 pénètrent dans des zones de stagnation à l'intérieur des échangeurs de chaleur Toutefois, tant que les échangeurs de chaleur 17 et 18 fonctionnent normalement, c'est-à-dire avec de l'hydrogène liquide circulant dedans, les cristaux de glace qui se fixent à l'intérieur des échangeurs de chaleur 17 et 18, sont soumis à une sorte de contrainte thermique et de traînée aérodynamique et sont
éventuellement dispersés de façon périodique.
Comme indiqué ci-dessus, les deux échangeurs de chaleur 17 et 18 sont alimentés en hydrogène liquide Toutefois on comprendra que d'autres fluides de
refroidissement convenables puissent être utilisés si nécessaire tels du méthane liquide.
En outre, bien que les échangeurs de chaleur décrits possèdent des alimentations séparées en hydrogène liquide, il peut être commode dans certaines circonstances de diriger l'hydrogène sortant de l'échangeur de chaleur 18 aval vers l'entrée de l'échangeur de chaleur 17 amont, l'échangeur de chaleur 18 aval fonctionnant
normalement à une température plus basse que l'échangeur de chaleur 17 amont.
Lorsque le propulseur aérospatial atteind une haute altitude o ratmosphère est très sèche, aucune injection d'oxygène liquide n'est nécessaire pour assécher encore rair Toutefois, à toute altitude, lorsque le propulseur vole à très grande vitesse, la température à l'entrée de l'admission du propulseur est élevée En fait, la température de l'écoulement d'air peut être si élevée que des dommages calorifiques en résultent au moins sur léchangeur de chaleur 17 amont Afin d'éviter de tels dommages dans ces conditions, linjection d'oxygène liquide est poursuivie à un taux suffisant pour réduire la température de l'écoulement d'air à une valeur telle qu'aucun dommage calorifique
ne se produit.
L'injection d'oxygène liquide présente un avantage supplémentaire à haute altitude qui est lié à l'enrichissement de l'alimentation en air du moteur Un tel enrichissement est particulièrement bénéfique à haute altitude o une vitesse
additionnelle peut être nécessaire pour réussir à sortir de l'atmosphère.
s
Claims (9)
1. Admission d'air adaptée à un propulseur aérospatial comprenant une conduite ayant une extrémité amont pour recevoir un écoulement d'air et une extrémité aval pour délivrer ledit écoulement d'air audit propulseur, ladite conduite contenant au moins un échangeur de chaleur adapté à permettre un échange de chaleur entre ledit écoulement d'air à travers ladite conduite et un fluide dont la température est inférieure à celle dudit écoulement d'air entrant dans ledit échangeur de chaleur, caractérisée en ce qu'un injecteur ( 16) cryogène est placé dans ladite conduite ( 11) à ramont dudit échangeur de chaleur ( 17) et à l'aval de ladite extrémité amont ( 12) de ladite conduite, ledit injecteur ( 16) cryogène injectant en fonctionnement un cryogène au sein dudit écoulement d'air, ledit cryogène réduisant au moins dans un mode de fonctionnement à basse altitude la température de rair dans ledit écoulement d'air à une valeur telle que toute son eau est changée en cristaux de glace qui sont suffisamment petits et secs pour passer à travers
ledit échangeur de chaleur ( 17) sans avoir tendance à y fondre.
2. Admission d'air selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit cryogène est injecté dans ledit écoulement d'air de façon à réduire la température dudit
écoulement d'air à -50 'C ou moins.
3. Admission d'air selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que ladite conduite ( 11) contient deux desdits échangeurs de chaleur ( 17, 18) disposés en série à l'intérieur de ladite conduite ( 11) et à laval dudit injecteur ( 16)
cryogène.
4. Admission d'air selon la revendication 3, caractérisée en ce que lesdits échangeurs de chaleur ( 17, 18) sont reliés en série de sorte que le fluide à basse température sortant de l'échangeur de chaleur ( 18) aval est dirigé à l'entrée de léchangeur de chaleur ( 17) amont, ledit fluide à basse température étant ainsi mis deux fois en état d'échanger de la chaleur avec l'écoulement d'air s'écoulant en service à
travers ladite conduite ( 11).
5. Admission d'air selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisée en ce que des moyens ( 19) sont prévus pour moduler le flux de cryogène
vers ledit injecteur ( 16) cryogène.
6 Admission d'air selon lune quelconque des revendications précédentes,
caractérisée en ce que ledit cryogène injecté en service dans ledit écoulement d'air est
de loxygène liquide.
7. Admission d'air selon lune quelconque des revendications précédentes,
caractérisée en ce que ledit fluide des échangeurs de chaleur est de rhydrogène.
8. Admission d'air selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisée en ce que, dans un mode de fonctionnement à haute altitude et à grande vitesse, ledit injecteur( 16) cryogène est adapté à réduire la température de lair dans ledit écoulement d'air à une valeur telle qu'est essentiellement évité tout dommage calorifique audit au moins un échangeur de chaleur.
9. Procédé pour empêcher le dépôt de glace dans radmission d'un propulseur aérospatial contenant au moins un échangeur de chaleur adapté, au moins dans un mode de fonctionnement à basse altitude, à réduire la température d'écoulement d'air immédiatement à ramont, caractérisé en ce que ledit procédé comprend l'injection d'un cryogène au sein dudit écoulement d'air à l'amont dudit au moins un échangeur de chaleur ( 17) afin de réduire la température de rair dans ledit écoulement d'air à une valeur telle que toute l'eau dans ledit écoulement d'air est changée en cristaux de glace qui sont suffisamment petits et secs pour passer à travers ledit échangeur de chaleur
( 17) sans avoir tendance à y fondre.
1 S 10 Procédé de fonctionnement d'un propulseur aérospatial dans un mode de fonctionnement à haute altitude et à grande vitesse, ledit propulseur ayant une admission contenant au moins un échangeur de chaleur, caractérisé en ce que ledit procédé comprend l'injection d'un cryogène à rintérieur dudit écoulement d'air à ramont dudit au moins un échangeur de chaleur ( 17) afin de réduire la température de l'air dans ledit écoulement d'air à une valeur telle qu'est essentiellement évité audit au moins un échangeur de chaleur ( 17) tout dommage calorifique dû audit écoulement d'air.
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| GB8806883A GB2241536A (en) | 1988-03-23 | 1988-03-23 | Intakes of aerospace propulsors |
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