FR2915519A1 - Ensemble moteur pour aeronef comprenant un ou plusieurs caloducs pour le refroidissement d'une partie chaude - Google Patents
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Abstract
La présente invention se rapporte à une partie (50) d'un ensemble moteur pour aéronef comprenant une portion chaude (52) à refroidir, ainsi qu'au moins un système de refroidissement permettant de refroidir la portion chaude. Selon l'invention, le système de refroidissement comporte un caloduc (54) disposant d'une extrémité d'évaporation (54a) montée sur la portion chaude (52), et d'une extrémité de condensation (54b) montée sur une portion plus froide (24a) de la partie (50) de l'ensemble moteur.
Description
ENSEMBLE MOTEUR POUR AERONEF COMPRENANT UN OU PLUSIEURS CALODUCS POUR LE
REFROIDISSEMENT D'UNE PARTIE CHAUDE
DESCRIPTION 5 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale à un ensemble moteur pour aéronef ou à une partie de cet ensemble, comprenant un ou plusieurs systèmes de refroidissement pour refroidir une portion 10 chaude, pouvant par exemple être constituée par un équipement logé dans un compartiment de nacelle. L'invention s'applique à un ensemble moteur susceptible d'intégrer, à l'intérieur de sa nacelle, tout type de turbomachine, de préférence un 15 turboréacteur pour aéronef, et encore plus préférentiellement un turboréacteur à fort taux de dilution. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Les aéronefs comprennent des ensembles 20 moteurs généralement composés d'une nacelle et d'une turbomachine entourée par la nacelle, cette dernière servant notamment à délimiter un canal annulaire de flux secondaire, ou encore un ou plusieurs compartiments de nacelle dans lequel sont logés des 25 équipements. Certains de ces équipements, tout comme d'autres éléments chauds de l'ensemble moteur, doivent être refroidis afin d'éviter d'être soumis à des températures élevées, allant au-delà de leurs limites 30 d'utilisation.
Pour ce faire, il est employé des systèmes de refroidissement dont le but est de limiter l'échauffement des portions chaudes concernées, ces systèmes prenant habituellement soit la forme d'un échangeur de chaleur classique utilisant une partie du flux secondaire relativement frais comme fluide froid, soit la forme d'un système d'écope permettant de dévier une partie de ce flux secondaire, vers la portion à refroidir.
Dans tous les cas, la mise en oeuvre de ces systèmes de refroidissement connus de l'art antérieur entraîne nécessairement un prélèvement spécifique du flux secondaire, ainsi que des pertes de charges non négligeables au sein de l'ensemble moteur, ces inconvénients se traduisant par des pertes de performances globales pour cet ensemble moteur. D'autre part, l'implantation de ces systèmes de refroidissement pose parfois des problèmes en raison de leur fort encombrement, associé au fait qu'ils peuvent être amenés à être implantés dans des zones déjà largement encombrées, tel que cela est notamment le cas pour le compartiment de nacelle entourant le carter central de la turbomachine de l'ensemble moteur.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer une partie d'un ensemble moteur pour aéronef remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur.
Pour ce faire, l'invention a pour objet une partie d'un ensemble moteur pour aéronef comprenant une portion chaude à refroidir, ainsi qu'au moins un système de refroidissement permettant de refroidir ladite portion chaude. Selon l'invention, ledit système de refroidissement comporte un caloduc disposant d'une extrémité d'évaporation montée sur ladite portion chaude, et d'une extrémité de condensation montée sur une portion plus froide de ladite partie de l'ensemble moteur. Ainsi, l'invention propose astucieusement d'employer un ou plusieurs échangeurs de chaleur comportant un ou plusieurs caloducs pour le refroidissement de l'une ou de plusieurs de ses portions chaudes. L'avantage principal lié à cette utilisation de caloduc réside dans le fait qu'il permet d'éviter l'échauffement d'une portion chaude sans réaliser de prélèvement spécifique du flux secondaire, alors que dans l'art antérieur, le fonctionnement des diverses systèmes de refroidissement employés reposait au contraire sur la réalisation d'un tel prélèvement pénalisant. En effet, pour rappel, un caloduc est un système fermé / passif qui permet, en profitant des changements de phase d'un fluide caloporteur, de prélever de la chaleur à un endroit, en l'occurrence la portion chaude, et de la redistribuer à un autre endroit, la portion de l'ensemble moteur maintenue plus froide, sans utiliser de pompe ou autre artifice mécanique. Le fonctionnement est tel que l'on enferme un liquide dans un tube qui est habituellement composé de trois parties, à savoir l'évaporateur, le condenseur et la zone adiabatique. Au niveau de l'évaporateur, le liquide va prendre sa forme gazeuse et aller vers le condenseur où il va se reliquéfier. Il va alors être ramené vers l'évaporateur grâce par exemple à un réseau capillaire qui va jouer le rôle de moteur du caloduc. En d'autres termes, le liquide condensé retourne vers l'extrémité chaude, dite d'évaporation, par gravité ou par capillarité dans un dispositif approprié fonctionnant comme une mèche . Ainsi, avec un caloduc, la chaleur est transférée de la portion chaude à la portion froide par vaporisation de la phase liquide et condensation de la vapeur dans la partie froide du caloduc. Les performances globales de l'ensemble moteur pour aéronef selon l'invention sont donc largement accrues par rapport à celles rencontrées antérieurement, en raison de l'absence de prélèvements spécifiques du flux secondaire, et de pertes de charges associées. Par ailleurs, un caloduc présente une masse et un encombrement faibles le rendant facilement implantable sur l'ensemble moteur, même à des endroits fortement encombrés de celui-ci. Naturellement, dans l'invention, une même portion chaude peut être refroidie par plusieurs caloducs, de même que plusieurs caloducs, chacun monté sur des parties chaudes distinctes, peuvent être montés sur une même portion plus froide de l'ensemble moteur. De préférence, ledit ensemble moteur comprend au moins une turbomachine pourvue d'un carter central, ainsi qu'une nacelle entourant ladite turbomachine.
Selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, ladite portion chaude est un équipement situé dans un compartiment de nacelle défini par ladite nacelle et entourant ledit carter central de la turbomachine, cet équipement étant par exemple du type vanne, ou tout autre équipement du type hydraulique, électrique, etc. Dans ce cas de figure, l'invention apporte un véritable avantage, en ce sens que le compartiment de nacelle dont il est ici question est généralement pressurisé, de sorte que l'apport d'air de refroidissement s'avère extrêmement difficile. Comme mentionné ci-dessus, le principe de fonctionnement des caloducs employés dans la présente invention n'implique avantageusement aucun apport d'air de refroidissement, du fait de leur caractère fermé / passif. De plus, la forme de tube généralement adoptée par les caloducs est tout à fait appropriée pour faciliter leur implantation dans ce compartiment de nacelle très encombré.
Bien entendu, l'extrémité d'évaporation du caloduc employé peut être judicieusement positionnée sur l'équipement concerné, en fonction des besoins rencontrés. A titre d'exemple, il est possible de l'implanter sur un point chaud du carter de cet équipement, préalablement repéré. On peut prévoir que ladite portion plus froide est une extrémité avant du carter central portant des pales fixes reliant ce même carter central à un carter de soufflante de la turbomachine. Cette extrémité avant du carter central, également appelée carter intermédiaire, est en effet maintenue en permanence à une température relativement froide en raison de sa proximité avec la soufflante, de sorte qu'elle se trouve parfaitement adaptée pour collecter et dissiper la chaleur transmise par le caloduc et provenant de la portion chaude. Selon une alternative, ladite portion plus froide est une paroi de la nacelle délimitant radialement vers l'intérieur un canal annulaire de flux secondaire, ladite extrémité de condensation étant donc montée fixement ou non sur cette paroi de nacelle. Cette dernière est elle aussi maintenue en permanence à une température relativement froide en raison du fait qu'elle est baignée par le flux secondaire frais, de sorte qu'elle se trouve également parfaitement adaptée pour collecter et dissiper la chaleur transmise par le caloduc et provenant de la portion chaude de l'ensemble moteur. Il est par ailleurs possible d'améliorer encore davantage le transfert de chaleur entre la portion chaude et la portion plus froide, en faisant en sorte que l'extrémité de condensation soit également montée sur un système d'échangeur thermique à ailettes logé au moins partiellement à l'intérieur du canal annulaire de flux secondaire. Dans un tel cas, on peut alors considérer que la portion plus froide est réalisée conjointement à l'aide de la paroi de nacelle précitée, et de cet échangeur à ailettes. L'invention a également pour objet un ensemble moteur pour aéronef comprenant une ou plusieurs parties telle que celle qui vient d'être présentée.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue générale en perspective d'un ensemble moteur pour aéronef, susceptible d'intégrer une ou plusieurs parties conformes à la présente invention ; - la figure 2 représente une vue en coupe longitudinale prise selon le plan P de la figure 1 ; - la figure 3 représente une vue plus détaillée en perspective d'une partie de l'ensemble moteur pour aéronef représenté sur les figures 1 et 2 ; et - la figure 4 représente une vue schématique d'un caloduc utilisé sur la partie de l'ensemble moteur montrée sur la figure 3.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d'abord à la figure 1, on peut apercevoir un ensemble moteur 1, suspendu sous une aile d'aéronef 2 par un mât d'accrochage 4, ces deux derniers éléments 2, 4 restant conventionnels.
L'ensemble moteur 1 est essentiellement composé d'une nacelle 6 et d'un turboréacteur 8 entouré par la nacelle, cette dernière comportant, de l'avant vers l'arrière considérée par rapport à une direction d'avancement 7 de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par le turboréacteur, une entrée d'air 10, une partie soufflante 12 entourant la soufflante du turboréacteur, et une partie inverseur de poussée 14. Ces parties 12 et 14 sont de préférence réalisées chacune à l'aide de deux capots articulés sur le mât d'accrochage 4. De plus, la nacelle 6 et le turboréacteur 8 sont centrés sur un axe longitudinal 16 de ce turboréacteur. A cet égard, dans toute la description, par convention, on appelle X la direction longitudinale de l'ensemble moteur 1 qui est également assimilable à la direction longitudinale du turboréacteur 8 et de la nacelle 6, cette direction X étant parallèle à l'axe longitudinal 16 de ce turboréacteur 8. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble 1 et également assimilable à la direction transversale du turboréacteur 8 et de la nacelle 6, et Z la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles.
En référence à présent à la figure 2, le turboréacteur 8 dispose à l'avant d'un carter de soufflante 20 de grande dimension délimitant un canal annulaire de soufflante 22, et comporte vers l'arrière un carter central 24 de plus petite dimension, renfermant le coeur de ce turboréacteur. Une extrémité annulaire avant 24a du carter central 24 porte des pales fixes 26 s'étendant radialement, et relient par leurs deux extrémités ce même carter central au carter de soufflante 20. A titre indicatif, cette extrémité avant 24a est également dénommée carter intermédiaire de la turbomachine.
Enfin, le carter central 24 se prolonge vers l'arrière par un carter d'éjection 28, les carters précités étant bien entendu solidaires les uns des autres. Comme cela ressort de ce qui précède, il s'agit ici préférentiellement d'un turboréacteur disposant d'un fort taux de dilution. Par ailleurs, le turboréacteur 8 comporte globalement, de l'avant vers l'arrière et entourés par les carter précités, une soufflante 30, un compresseur basse pression ou booster 32, un compresseur haute pression 34, une chambre de combustion 36, et une turbine haute pression 38. La nacelle 6 délimite quant à elle, en arrière par rapport au canal annulaire de soufflante 22 et dans le prolongement de celui-ci, un canal annulaire de flux secondaire 40 centré sur l'axe 16, qui est généralement délimité radialement vers l'intérieur et vers l'extérieur par des parois faisant partie intégrante des capots de soufflante et d'inverseur de poussée de la nacelle. En particulier, ces capots, appartenant aux parties de soufflante 12 et d'inverseur de poussée 14 de la nacelle, forment conjointement une paroi 42 de délimitation du canal annulaire de flux secondaire 40, radialement vers l'intérieur. De plus, l'espace annulaire formé entre le carter central 24 et cette paroi 42 est prévu pour loger diverses équipements, par exemple du type vanne, ou tout autre équipement du type hydraulique, électrique, etc. Cet espace référencé 44 sur la figure 2 est habituellement dénommé compartiment de nacelle, en raison des éléments qui le délimite radialement vers l'extérieur. Comme visible sur cette même figure, l'extrémité avant 24a du carter central peut constituer la fermeture avant du compartiment de nacelle 44, même si il pourrait en être autrement, sans sortir du cadre de l'invention. Toujours en référence à la figure 2, le flux primaire Fp traverse successivement la soufflante 30, le compresseur basse pression 32, le compresseur haute pression 34, la chambre de combustion 36, et la turbine haute pression 38. Par ailleurs, le flux secondaire Fs situé radialement extérieurement par rapport au flux primaire Fp traverse successivement la soufflante 30, le canal annulaire de soufflante 22, et le canal annulaire de flux secondaire 40, les deux flux Fs et Fp étant de préférence mélangés avant d'être éjectés de l'ensemble moteur 1. En référence à la figure 3, il est montré une partie 50 de l'ensemble moteur 1, intégrant une portion avant du compartiment de nacelle 44, cette partie 50 se présentant sous la forme d'un mode de réalisation préféré de l'invention. Le compartiment de nacelle 44 est représenté comme logeant un équipement 52 du type vanne, constituant une portion chaude à refroidir. Pour assurer un refroidissement satisfaisant de cette vanne 52, l'une des particularités de la présente invention est de prévoir au moins un caloduc 54 permettant de transférer la chaleur de cette portion chaude 52 vers une portion maintenue plus froide de la partie 50. A titre d'exemple indicatif, il a été représenté deux caloducs 54 reliant le carter/boîtier 56 de la vanne 52, avec l'extrémité avant 24a du carter de turbomachine 24 remplissant ici le rôle de portion maintenue en permanence à une température plus fraîche, en particulier en raison du fait qu'elle est baignée extérieurement par le flux secondaire Fs. Pour ce faire, chaque caloduc 54, de forme cylindrique ou plane, dispose d'une extrémité d'évaporation 54a montée de préférence fixement sur le carter de vanne 56 formant portion chaude, et d'une extrémité opposée 54b dite de condensation, montée de préférence fixement sur l'extrémité avant de carter 24a formant portion plus froide de la partie 50 de l'ensemble moteur 1. Naturellement, les points d'implantation des extrémités 54a, 54b sur leurs éléments associés 56, 24a peuvent être judicieusement choisis en fonction des niveaux de température, étant rappelé que plus la différence de température entre les extrémités du caloduc est importante, plus le transfert de chaleur s'avère efficace. En outre, il est indiqué que pour assurer un meilleur refroidissement de la vanne 52, ces extrémités 54a, 54b sont de préférence prévues pour pénétrer à l'intérieur de leurs éléments associés 56, 24a. Ainsi, on considère alors que le carter de vanne 56, logeant l'extrémité d'évaporation 54a, forme un bloc évaporateur , tandis que l'extrémité avant de carter 24a, logeant l'extrémité de condensation 54b, forme quant à elle un bloc condenseur .
En référence à la figure 4, il est rappelé que le caloduc 54 est un dispositif de dissipation de chaleur à haute performance. Il permet d'évacuer de fortes densités de flux de chaleur entre deux milieux de températures différentes par l'intermédiaire d'un fluide caloporteur à l'état saturé. Ce dernier, à l'état liquide, s'évapore au niveau de la zone de chauffage, appelée évaporateur 60 et se terminant par l'extrémité d'évaporation 54a. La vapeur, ainsi formée, s'écoule à travers une zone adiabatique 62 pour se condenser dans la zone de refroidissement ou condenseur 64, se terminant par l'extrémité de condensation 54b. Ainsi, en profitant des changements de phase du fluide caloporteur, le caloduc 54 permet de prélever de la chaleur au niveau de la vanne à refroidir 52, et plus particulièrement au niveau du bloc évaporateur 66 formé par le carter de vanne 56 et logeant l'extrémité d'évaporation 54a, et de la redistribuer à l'extrémité avant de carter 24a, et plus particulièrement au niveau du bloc condenseur 68 formé par cette extrémité avant 24a et logeant l'extrémité de condensation 54b.
Naturellement, il est possible d'utiliser tout type de caloduc rencontré dans le commerce. A titre d'exemple indicatif montré sur la figure 4, le caloduc 54 est pourvu d'un tube enveloppe 70 dont les parois intérieures sont recouvertes d'un réseau capillaire 72 saturé de liquide, et d'un espace 74 rempli de la vapeur saturante de ce même liquide. Ainsi, au niveau de la source de chaleur formée par le bloc évaporateur 66, il y a évaporation du liquide présent dans le réseau capillaire 72. Du fait qu'il fasse plus froid au niveau de la source froide formée par le du bloc condenseur 68, la vapeur se dirige vers lui et s'y condense. Le condensat revient ensuite vers le bloc évaporateur 66 grâce au réseau capillaire 72, et le cycle peut alors recommencer indéfiniment, sans maintenance.
Dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, les caloducs 54 sont disposés grossièrement selon la direction X ou légèrement inclinés par rapport à celle-ci, afin de rejoindre l'extrémité avant de carter 24a, située plus en avant par rapport à la vanne 52. Il aurait néanmoins été possible d'orienter ces caloducs 54 sensiblement radialement, en particulier afin de les connecter à la paroi 42 de délimitation du canal annulaire de flux secondaire 40, également susceptible de constituer une portion froide, sans sortir du cadre de l'invention. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.20
Claims (6)
1. Partie (50) d'un ensemble moteur (1) pour aéronef comprenant une portion chaude (52) à refroidir, ainsi qu'au moins un système de refroidissement permettant de refroidir ladite portion chaude, caractérisée en ce que ledit système de refroidissement comporte un caloduc (54) disposant d'une extrémité d'évaporation (54a) montée sur ladite portion chaude (52), et d'une extrémité de condensation (54b) montée sur une portion plus froide (24a, 42) de ladite partie de l'ensemble moteur.
2. Partie (50) d'un ensemble moteur (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit ensemble moteur comprend au moins une turbomachine (8) pourvue d'un carter central (24), ainsi qu'une nacelle (6) entourant ladite turbomachine (8).
3. Partie (50) d'un ensemble moteur (1) selon la revendication 2, caractérisée en ce que ladite portion chaude est un équipement (52) situé dans un compartiment de nacelle (44) défini par ladite nacelle, et entourant ledit carter central (24) de la turbomachine.
4. Partie (50) d'un ensemble moteur (1) selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisée en ce que ladite portion plus froide est une extrémité avant (24a) du carter central (24) portant des pales fixes (26) reliant ce même cartercentral à un carter de soufflante (22) de la turbomachine.
5. Partie (50) d'un ensemble moteur (1) selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisée en ce que ladite portion plus froide est une paroi de la nacelle (42) délimitant radialement vers l'intérieur un canal annulaire de flux secondaire (40).
6. Ensemble moteur (1) pour aéronef comprenant une ou plusieurs parties (50) selon l'une quelconque des revendications précédentes.15
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