FR2981981A1

FR2981981A1 - Method for converting mechanical energy into thermal energy from heat source in e.g. Rankine cycle applied to dry working fluid to produce electricity, involves recovering heat, and exploiting recovered heat to heat working fluid

Info

Publication number: FR2981981A1
Application number: FR1159849A
Authority: FR
Inventors: Pierre Convert
Original assignee: HELIOS ENERGY PARTNERS
Current assignee: AQYLON, FR
Priority date: 2011-10-28
Filing date: 2011-10-28
Publication date: 2013-05-03
Anticipated expiration: 2031-10-28
Also published as: FR2981981B1

Abstract

The method involves injecting high pressure liquid into a main flow of working fluid and a secondary flow of accelerated working fluid such that the fluid of secondary flow instantaneously vaporizes in the main flow. The main flow of working fluid is passed in a turbine (4) optionally containing the recompressed fluid to reduce the main flow speed. A portion of the main flow of the working fluid is collected in vapor that is condensed in order to form a secondary liquid flow. Heat generated during liquefaction of the secondary fluid flow is recovered and exploited to heat the working fluid. An independent claim is also included for a device for converting mechanical energy into thermal energy from a heat source in a thermodynamic cycle applied to dry working fluid.

Description

DOMAINE DE L'INVENTION La présente invention concerne un procédé de conversion en énergie mécanique, pouvant être exploitée pour produire de l'électricité, d'une énergie thermique fournie par une source chaude. ETAT DE LA TECHNIQUE La conversion de l'énergie thermique d'une source chaude en énergie mécanique, puis potentiellement en électricité, se fait de façon connue en soi par l'utilisation d'un fluide réchauffé par la source chaude puis détendu dans une turbine. Cette conversion se fait en utilisant par exemple des cycles thermodynamiques de type Rankine, Rankine organique, Brayton ou Stirling. Ces cycles sont actuellement employés dans la ma- jeure partie des dispositifs de génération d'électricité. Les cycles de Rankine à vapeur d'eau équipent actuellement les centrales électriques utili- sant de l'énergie thermique provenant de la combustion du charbon ou de réaction nucléaire. On connaît du document EP1269025 un dispositif pour comprimer un fluide, que l'on nommera ici compresseur thermocinétique. Le dispositif forme un conduit tubu- laire dans lequel le fluide est injecté, et comporte successivement un convergent permettant d'accélérer le fluide jusqu'à une vitesse supersonique, un canal d'écoulement supersonique équipé d'un dispositif de pulvérisation de liquide pour introduire des gouttes de li- guide dans le flux supersonique, un divergent de com- pression adiabatique destiné à comprimer le gaz en le ralentissant à une vitesse subsonique. FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to a process for converting into mechanical energy, which can be exploited to produce electricity, a thermal energy supplied by a hot source. STATE OF THE ART The conversion of the thermal energy of a hot source into mechanical energy, then potentially into electricity, is done in a manner known per se by the use of a fluid heated by the hot source and then expanded in a turbine . This conversion is done using, for example, thermodynamic cycles of Rankine, Organic Rankine, Brayton or Stirling type. These cycles are currently used in most of the electricity generating devices. Rankine steam cycles currently equip power plants that use thermal energy from coal combustion or nuclear reaction. Document EP1269025 discloses a device for compressing a fluid, which will be referred to herein as a thermokinetic compressor. The device forms a tubular conduit into which the fluid is injected, and successively comprises a convergent to accelerate the fluid to a supersonic speed, a supersonic flow channel equipped with a liquid spraying device to introduce drops of li-guide in the supersonic flow, an adiabatic compression divergent intended to compress the gas by slowing it down to a subsonic speed.

L'injection de liquide sous forme de gouttelettes dans le flux supersonique provoque sa vaporisation et prélève donc au fluide gazeux une enthlapie égale à l'enthalpie de vaporisation du liquide, mais provoque également une diminution de l'entropie du flux gazeux. La compression du flux gazeux en sortie du canal supersonique conduit à une pression statique plus élevée que la pression statique d'entrée du fluide. Ce document préconise l'utilisation d'un tel com- presseur thermocinétique dans un cycle de récupération de chaleur issue d'une source chaude pour transformer cette chaleur en énergie mécanique. Un tel compresseur est utilisé pour comprimer la vapeur d'eau précédemment réchauffée par la source chaude, en condensant une par- tie du flux de vapeur pour l'utiliser comme liquide à vaporiser dans le compresseur thermocinétique. OBJET DE L'INVENTION L'invention a pour objet un procédé de conversion d'énergie thermique en énergie mécanique amélioré, uti- lisant le principe d'injection de liquide dans un flux de gaz accéléré. EXPOSE DE L'INVENTION En vue de la réalisation de ce but, on propose se- lon l'invention un procédé de conversion en énergie méca- nique d'une énergie thermique provenant d'une source chaude selon un cycle thermodynamique appliqué à un fluide de travail sec et comprenant les étapes de : a/ réchauffer un flux principal de fluide de tra- vail sous forme gazeuse en prélevant de la chaleur à la source chaude ; b/ accélérer le flux principal de fluide de travail sous forme gazeuse, jusqu'à une vitesse supersonique ; c/ injecter dans le flux principal de fluide de travail sous forme gazeuse ainsi accéléré un flux se- condaire de fluide de travail sous forme liquide à forte pression, de façon à ce que le flux secondaire se vaporise instantanément dans le flux principal de sorte que celui-ci voit son entropie diminuée et sa vitesse augmentée ; d/ faire passer le flux principal de fluide de tra- vail dans une turbine, en ayant le cas échéant recompressé le fluide pour que sa vitesse soit subsonique en amont de la turbine si celle-ci fonctionne sous flux subsonique; les étapes étant recommencées à chaque cycle, le cycle comprenant en outre l'étape de prélever une partie du fluide de travail du flux principal sous forme gazeuse pour la condenser afin de former le flux secondaire liquide qui est injecté comme il est dit à l'étape c/, de sorte que l'enthalpie de liquéfaction dégagée lors de la condensation du fluide du flux secondaire soit récupérée et exploitée pour réchauffer le flux principal de fluide de travail. Cette disposition permet d'améliorer significative- ment le rendement du cycle de l'invention. Selon un mode particulier de mise en oeuvre de l'invention, les étapes b/ c/ et d/ sont mises en oeuvre au moyen d'un compresseur thermocinétique, à la sortie duquel le flux principal de fluide de travail est subs- tantiellement ralenti de sorte à transformer la quasi- totalité de la pression dynamique dudit flux principal en pression statique, le flux secondaire étant prélevé entre la sortie du compresseur thermocinétique et l'entrée de la turbine. Selon un autre mode particulier de mise en oeuvre de l'invention, le flux secondaire est prélevé dans le flux principal de fluide de travail alors qu'il est accéléré, avant qu'il n'attaque la turbine. De préférence alors, l'étape d/ est réalisée de sorte à récupérer la majeure partie de l'énergie cinétique du flux principal au moyen de la turbine, la pression du fluide restant substantiel- lement inchangée au passage de la turbine. De préférence, le cycle comprend, pour le flux secondaire, les étapes de : e/ comprimer le fluide du flux secondaire jusqu'à une pression telle que sa température de vaporisation soit voisine de la température maximale atteinte par le fluide du flux principal à l'issue de l'étape de réchauffement a/; f/ liquiéfier puis refroidir le condensat du fluide du flux secondaire ainsi obtenu; de sorte que l'enthalphie de liquéfaction cédée soit récupérée et exploitée pour réchauffer le flux principal de fluide de travail ; g/ comprimer le fluide liquide du flux secondaire pour atteindre la pression d'injection de l'étape c/. L'invention est également relative à un dispositif spécialement destiné à mettre en oeuvre le procédé de l'invention, comportant un conduit tubulaire destiné à recevoir un flux de fluide gazeux et comportant un noyau d'entrée terminé par une ogive et portant un organe d'injection, le conduit tubulaire formant avec le noyau d'entrée un convergent/divergent présentant un col au-delà duquel le fluide gazeux atteint une vitesse supersonique, et un noyau de sortie commencé par une ogive et formant avec le conduit tubulaire un convergent de ralen- tissement du fluide à une vitesse subsonique, le noyau de sortie recevant un étage déviateur qui est suivi d'une turbine. PRESENTATION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit d'un mode particulier de mise en oeu- vre de l'invention en référence, outre à la figure 1 illustrant l'état de la technique, aux figures des dessins annexés parmi lesquelles la figure 1 est un schéma d'un cycle thermique selon un premier mode de mise en oeuvre de l'invention, faisant appel à un compresseur thermocinétique; la figure 2 est un schéma d'un cycle thermique selon un deuxième mode de mise en oeuvre de l'invention, faisant appel à un dispositif selon l'invention illustré dans les figures suivantes la figure 3 est une vue de côté partiellement écorchée d'une première partie du dispositif selon l'invention ; la figure 4 est une vue en perspective partiel- lementW écorchée 1_à première partie du dispositif selon l'invention ; la figure 5 est une vue de côté partiellement écorchée de la seconde partie du dispositif selon l'invention ; la figure 6 est une vue en perspective de la seconde partie du dispositif de l'invention ; la figure 7 est une vue en perspective partiellement écorchée de la totalité du dispositif de l'invention ; la figure 8 est une vue schématique de la tur- bine et de son étage déviateur. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION En référence à la figure 1, le cycle de l'invention consiste à faire circuler un flux principal de fluide de travail sous forme gazeuse dans le circuit illustré en traits épais. Les divers états du fluide lors de son cy- cle sont donnés par des indications chiffrées directement sur la figure, donnant à chaque fois la température, la pression, et l'enthalpie du fluide. Il est bien évident que les valeurs sont données à titre purement illustratif et l'invention n'est pas limitée à ces valeurs. Conformément à l'étape a/ du cycle de l'invention, le flux principal de fluide de travail passe tout d'abord par un échangeur de chaleur 1 pour récupérer de la chaleur en provenance d'une source chaude, par exemple un fluide caloporteur 2 chauffé par un collecteur solaire. On constate que la température du fluide et son enthlapie ont augmenté (respectivement +6 degrés et +7 kj/kg) au passage de l'échangeur de chaleur 1. Puis le fluide du flux principal est présenté en entrée d'un compresseur thermocinétique 3 comme celui dé- crit dans le document EP1269025. On constate qu'en sortie du compresseur thermocinétique 3, la pression du fluide du flux principal a augmenté (+1,5 bars), que sa température est restée sensiblement constante), tandis que son enthalpie a légèrement diminué (sensiblement -14 Kj/K/Kg). Les étapes b/,c/ sont réalisées grâce au com- presseur thermicinétique 3, la phase d'injection correspondant à l'étape c/ sera détaillée plus loin. A la sortie du compresseur thermocinétique 3, le fluide de travail du flux principal a été substantiellement ralenti, de sorte que la vitesse du fluide redevient identique à la vitesse naturelle du fluide dans le circuit, en pratique faible. Ainsi, la pression dynamique du fluide du flux principal acquise lors de son accélération dans le compresseur est quasi intégralement transformée en pres- sion statique. Puis, conformément à l'étape dl, le fluide du flux principal est détendu dans une turbine 4 pour récupérer une énergie mécanique utilisable par exemple pour faire tourner un alternateur électrique. The injection of liquid in the form of droplets in the supersonic flow causes its vaporization and thus takes the gaseous fluid enthlapie equal to the enthalpy of vaporization of the liquid, but also causes a decrease in the entropy of the gas stream. The compression of the gas flow at the outlet of the supersonic channel leads to a static pressure higher than the static inlet pressure of the fluid. This document recommends the use of such a thermokinetic compressor in a heat recovery cycle from a hot source to convert this heat into mechanical energy. Such a compressor is used to compress the water vapor previously heated by the hot source by condensing a portion of the vapor stream for use as the liquid to be vaporized in the thermokinetic compressor. OBJECT OF THE INVENTION The invention relates to a method for converting thermal energy into improved mechanical energy, using the principle of injecting liquid into an accelerated gas flow. SUMMARY OF THE INVENTION With a view to achieving this object, the invention proposes a method for converting thermal energy from a heat source into mechanical energy according to a thermodynamic cycle applied to a fluid. dry work machine and comprising the steps of: a / reheating a main stream of gaseous working fluid by drawing heat from the hot source; b / accelerating the main flow of gaseous working fluid to a supersonic speed; c / injecting into the main flow of gaseous working fluid thus accelerated a secondary flow of working fluid in liquid form at high pressure, so that the secondary flow vaporizes instantly in the main flow so that he sees his entropy diminished and his speed increased; d / passing the main flow of working fluid in a turbine, having recompressed if necessary the fluid so that its speed is subsonic upstream of the turbine if it operates under subsonic flow; the steps being restarted at each cycle, the cycle further comprising the step of withdrawing a portion of the working fluid from the main stream in gaseous form to condense it to form the secondary liquid stream which is injected as it is said to step c /, so that the enthalpy of liquefaction released during the condensation of the fluid of the secondary flow is recovered and used to heat the main flow of working fluid. This arrangement makes it possible to significantly improve the efficiency of the cycle of the invention. According to a particular mode of implementation of the invention, the steps b / c / and d / are implemented by means of a thermokinetic compressor, at the output of which the main flow of working fluid is substantially slowed down. so as to transform substantially all of the dynamic pressure of said main flow into static pressure, the secondary flow being taken between the output of the thermokinetic compressor and the inlet of the turbine. According to another particular embodiment of the invention, the secondary flow is taken from the main flow of working fluid while it is accelerated, before it attacks the turbine. Preferably, step d is performed so as to recover most of the kinetic energy of the main stream by means of the turbine, the pressure of the fluid remaining substantially unchanged at the passage of the turbine. Preferably, the cycle comprises, for the secondary flow, the steps of: e / compressing the fluid of the secondary flow to a pressure such that its vaporization temperature is close to the maximum temperature reached by the fluid from the main stream to the from the warming step a /; f / liquefy and then cool the condensate of the fluid of the secondary flow thus obtained; so that the lost liquefaction enthalpy is recovered and exploited to warm the main flow of working fluid; g / compressing the liquid fluid of the secondary flow to reach the injection pressure of step c /. The invention also relates to a device specially adapted to implement the method of the invention, comprising a tubular conduit intended to receive a flow of gaseous fluid and having an entrance core terminated by an ogive and carrying a body of injection, the tubular duct forming with the inlet core a convergent / divergent having a neck beyond which the gaseous fluid reaches a supersonic velocity, and an outlet core started by an ogive and forming with the tubular duct a convergent of slowing of the fluid at a subsonic rate, the output core receiving a diverter stage which is followed by a turbine. PRESENTATION OF THE FIGURES The invention will be better understood in the light of the following description of a particular mode of implementation of the invention with reference, in addition to FIG. 1 illustrating the state of the art, to FIGS. annexed drawings, among which: FIG. 1 is a diagram of a thermal cycle according to a first embodiment of the invention, using a thermokinetic compressor; FIG. 2 is a diagram of a thermal cycle according to a second embodiment of the invention, using a device according to the invention illustrated in the following figures; FIG. 3 is a partially cut away side view of a first part of the device according to the invention; Figure 4 is a partly cutaway perspective view of the first part of the device according to the invention; Figure 5 is a partially cut away side view of the second part of the device according to the invention; Figure 6 is a perspective view of the second part of the device of the invention; Figure 7 is a partially cut away perspective view of the entire device of the invention; Figure 8 is a schematic view of the turbine and its deflection stage. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Referring to FIG. 1, the cycle of the invention consists in circulating a main flow of working fluid in gaseous form in the circuit illustrated in thick lines. The various states of the fluid in its cycle are given by numerical indications directly in the figure, giving each time the temperature, the pressure, and the enthalpy of the fluid. It is obvious that the values are given for illustrative purposes only and the invention is not limited to these values. According to step a / of the cycle of the invention, the main flow of working fluid first passes through a heat exchanger 1 to recover heat from a hot source, for example a heat transfer fluid 2 heated by a solar collector. It is found that the fluid temperature and enthlapie increased (respectively +6 degrees and +7 kj / kg) at the passage of the heat exchanger 1. Then the fluid of the main stream is presented at the input of a thermokinetic compressor 3 as that described in EP1269025. It can be seen that at the output of the thermokinetic compressor 3, the pressure of the fluid of the main flow has increased (+1.5 bars), that its temperature has remained substantially constant), while its enthalpy has slightly decreased (substantially -14 Kj / K / Kg). Steps b /, c / are carried out thanks to the thermic kinetic compressor 3, the injection phase corresponding to step c / will be detailed later. At the output of the thermokinetic compressor 3, the working fluid of the main flow has been substantially slowed, so that the fluid velocity becomes again identical to the natural speed of the fluid in the circuit, in practice low. Thus, the dynamic pressure of the main flow fluid acquired during its acceleration in the compressor is almost completely transformed into static pressure. Then, according to step d1, the main flow fluid is expanded in a turbine 4 to recover a mechanical energy usable for example to rotate an electric alternator.

Pour former le flux secondaire (en traits plus fins), une partie du fluide du flux principal est prélevée à la sortie du compresseur thermocinétique 3 au moyen d'une dérivation 20. Le fluide du flux secondaire est alors déjà ralenti par le compresseur thermocinétique lui-même. Conformément à l'étape e/, le fluide du flux secondaire est alors compressé par un compresseur 5. La pression passe ainsi de 6,5 bars à 12 bars. Cette pression est telle que la température de vaporisation du fluide du flux secondaire est voisine de la température maximale atteinte par le fluide du_ flux principal à l'issue de l'étape de réchauffement al. Puis, conformément à l'étape f/ on fait passer le fluide du flux secondaire dans un condenseur 6 pour le liquéfier. Le condenseur 6 forme un échangeur de chaleur grâce auquel l'enthalpie de liquéfaction du fluide du flux secondaire est récupérée et exploitée pour réchauf- fer le fluide du flux principal. Ici, l'enthalphie du fluide du flux secondaire chute de sensiblement 130kj/kg, cette enthalphie étant récupérée pour réchauffer le fluide du circuit principal. Cette étape essentielle de l'invention permet d'obtenir un rendement appréciable. Puis on refroidit le fluide liquide du flux secondaire en le faisant passer dans un refroidisseur 7 alimenté par un fluide froid 8. La température du fluide liquide du flux secondaire passe ainsi de 92,7 à 80 de- grés Celsius. Enfin, conformément à l'étape g/ le fluide liquide du flux secondaire est fortement compressé par un compresseur 9 (la pression passe de 12 à 20 bars) en vue de son injection dans le compresseur thermocinétique 3. To form the secondary flow (in finer lines), a portion of the main flow fluid is withdrawn at the output of the thermokinetic compressor 3 by means of a bypass 20. The fluid of the secondary flow is then already slowed by the thermokinetic compressor him -even. In accordance with step e /, the fluid of the secondary flow is then compressed by a compressor 5. The pressure thus goes from 6.5 bars to 12 bars. This pressure is such that the vaporization temperature of the fluid of the secondary flow is close to the maximum temperature reached by the main flow fluid at the end of the heating step al. Then, according to step f / the fluid is passed from the secondary flow in a condenser 6 to liquefy. The condenser 6 forms a heat exchanger by means of which the enthalpy of liquefaction of the fluid of the secondary flow is recovered and exploited to heat up the fluid of the main flow. Here, the enthalpy of the fluid of the secondary flow drops by substantially 130 kj / kg, this enthalpy being recovered to heat the fluid of the main circuit. This essential step of the invention makes it possible to obtain an appreciable yield. Then, the liquid fluid of the secondary flow is cooled by passing it through a cooler 7 supplied with a cold fluid 8. The temperature of the liquid fluid of the secondary flow thus goes from 92.7 to 80 degrees Celsius. Finally, according to step g / the liquid fluid of the secondary flow is strongly compressed by a compressor 9 (the pressure increases from 12 to 20 bars) for injection into the thermokinetic compressor 3.

L'invention peut également être mise en oeuvre selon un deuxième mode illustré à la figure 2. Le circuit est essentiellement le même que celui précédemment décrit. D'ailleurs, les éléments communs portent les mêmes références. Les différences sont les suivantes : le compresseur thermocinétique 3 est remplacé par un nouveau dispositif, objet de l'invention, appelé accélérateur 30. Ce dispositif, ainsi que cela sera décrit en détail plus loin, ressemble à un compresseur thermocinétique, sauf qu'en sortie, le fluide du flux -25 - principal-est ralenti uniquement pour faire passer.... sa vi- tesse de supersonique à subsonique pour rendre compatible la vitesse du fluide avec la turbine (on notera cependant qu'il a été envisagé des turbines pouvant fonctionner sous flux supersonique. Avec une telle turbine, le ralen- 30 tissement préalable n'est pas nécessaire). Ainsi, et contrairement au mode de mise en oeuvre précédent, on ne cherche pas à transformer la quasi-totalité de la pression dynamique en pression statique. On cherche juste à conférer au fluide du flux principal une vitesse subsonique compatible avec l'attaque de la turbine 4 ; le fluide du flux secondaire est prélevé en sortie de l'accélérateur 30 et possède donc une énergie cinétique non négligeable. Il convient donc d'interposer entre ce prélèvement et le compresseur 5 un ralentisseur 50 capable de ralentir le fluide du flux secondaire, de préférence en transformant l'essentiel de sa pression dy- namique en pression statique. Un dispositif spécialement adapté à la mise en oeuvre du cycle de l'invention est maintenant décrit en référence aux figures 4 à 7. Il combine l'accélérateur 30, la turbine 4 et la dérivation 20 pour le flux secondaire en un ensemble unitaire illustré à la figure 7. Celui-ci est composé d'une première partie 110 correspondant à l'accélérateur 30 et qui est illustrée aux figures 3 et 4, et d'une deuxième partie 150 correspondant à la tur- bine 4 et à la dérivation 20, illustrée aux figures 5 et 6. En référence aux figures 3 et 4, la première partie 110 comporte un conduit tubulaire 111 creux de révolution abritant un noyau d'entrée 112 qui est maintenu centré dans le conduit tubulaire par des bras respectifs 113 et 114. Un canal annulaire de passage du flux principal est ainsi défini entre le conduit tubulaire 111 et le noyau d'entrée 112. Le noyau d'entrée 112 est de section essentielle- ment circulaire et se termine par une pointe 115 en ogive qui porte un anneau d'injection 116 relié à l'ogive 115 par des bras 117 qui acheminent vers l'anneau d'injection 116 le fluide liquide du flux secondaire amené vers l'ogive 115 par une conduite centrale 118. Le liquide injecté est figuré par des petits points en aval de l'anneau d'injection 116. Comme cela est plus particulièrement visible à la figure 4, le conduit tubulaire 111 comporte plusieurs portions, dont une première portion 111a d'abord cylindrique puis convergente, une deuxième portion de profil 111b convexe formant avec le noyau d'entrée 112 un convergent/divergent présentant un col, est une troisième portion 111c d'abord divergente puis cylindrique. Ces formes sont destinées à conférer au fluide gazeux du flux principal admis dans la partie cylindrique de la première portion 111a une vitesse sonique au col, puis supersoni- que en aval du col. En référence aux figures 5 et 6, la deuxième partie 150 comporte un conduit tubulaire 151 de révolution recevant en son centre un noyau de sortie 152 maintenu par des bras 153. Un canal est pour l'écoulement du fluide gazeux est ainsi défini entre le conduit tubulaire 151 et le noyau de sortie 152. Le noyau de sortie 152 comporte une partie amont profilée en ogive 154 formant avec la portion 151a du conduit tubulaire 151 en regard un convergent de ralen- tissement du fluide gazeux jusqu'à une vitesse subsonique. La portion 151a vient se fixer en continuité de la portion 111c de la première partie 110. Le conduit tubulaire 151 comporte une partie terminale 151b qui s'évase pour recevoir un anneau séparateur 155 solidaire de la portion 151a du conduit tubulaire 151 par des bras 156. The invention can also be implemented according to a second mode illustrated in FIG. 2. The circuit is essentially the same as that previously described. Moreover, the common elements bear the same references. The differences are as follows: the thermokinetic compressor 3 is replaced by a new device, object of the invention, called accelerator 30. This device, as will be described in detail later, looks like a thermokinetic compressor, except that At the output, the main-flow fluid is slowed down only to pass its supersonic-to-subsonic speed to make the fluid velocity compatible with the turbine (although it will be appreciated that Turbines capable of operating under supersonic flow With such a turbine, prior slowing is not necessary). Thus, and contrary to the previous embodiment, it is not sought to transform almost all of the dynamic pressure into static pressure. We are just trying to give the fluid of the main flow a subsonic speed compatible with the attack of the turbine 4; the fluid of the secondary flow is taken at the output of the accelerator 30 and therefore has a significant kinetic energy. It is therefore appropriate to interpose between this sampling and the compressor 5 a retarder 50 capable of slowing the fluid of the secondary flow, preferably by transforming most of its dynamic pressure static pressure. A device specially adapted to the implementation of the cycle of the invention is now described with reference to FIGS. 4 to 7. It combines the accelerator 30, the turbine 4 and the bypass 20 for the secondary flow into a unitary unit illustrated in FIG. Figure 7. This is composed of a first part 110 corresponding to the accelerator 30 and which is illustrated in Figures 3 and 4, and a second part 150 corresponding to the turbine 4 and the branch 20 5 and 6, with reference to FIGS. 3 and 4, the first part 110 comprises a tubular duct 111 hollow of revolution housing an inlet core 112 which is held centered in the tubular duct by respective arms 113 and 114 An annular passage channel of the main flow is thus defined between the tubular duct 111 and the inlet core 112. The inlet core 112 is essentially circular in section and terminates in a pointed tip 115 which carries an injection ring 116 connected to the warhead 115 by arms 117 which convey to the injection ring 116 the liquid fluid of the secondary flow fed to the warhead 115 by a central pipe 118. The injected liquid is represented by small points downstream of the injection ring 116. As is more particularly visible in Figure 4, the tubular duct 111 comprises several portions, a first portion 111a first cylindrical and convergent, a second portion of profile Convex 111b forming with the input core 112 a convergent / divergent having a neck, is a third portion 111c first divergent then cylindrical. These forms are intended to give the gaseous fluid of the main flow admitted into the cylindrical portion of the first portion 111a a sonic velocity at the neck, and supersonic downstream of the neck. With reference to FIGS. 5 and 6, the second portion 150 comprises a tubular duct 151 of revolution receiving at its center an outlet core 152 held by arms 153. A channel for the flow of gaseous fluid is thus defined between the duct tubular 151 and the output core 152. The output core 152 has a shaped ogive shaped upstream portion 154 forming with the portion 151a of the tubular conduit 151 opposite a convergent slowing of the gaseous fluid to a subsonic speed. The portion 151a is fixed in continuity of the portion 111c of the first portion 110. The tubular duct 151 has a terminal portion 151b which flares to receive a separator ring 155 integral with the portion 151a of the tubular duct 151 by arms 156 .

L'espace entre l'anneau séparateur 155 et le conduit tubulaire 151 forme la dérivation 20 par lequel le flux secondaire est prélevé. Quant à l'espace entre le noyau 152 et l'anneau séparateur 155, il est occupé par un étage déviateur 157 comportant une rangée d'aubes dé- viatrices fixes chargées de donner à la vitesse du fluide gazeux une composante orthoradiale. L'étage déviateur 157 est suivi par une turbine 158 tournante équipée d'aubes incurvées et entraînant un arbre 159, un palier de la turbine pouvant être logé dans le noyau de sortie 152. On remarquera que les aubes de l'étage déviateur et de la turbine sont attaquées par le fluide gazeux du flux principal à une température modeste, d'environ 100 degrés Celsius, de sorte qu'il n'est pas besoin de faire appel à des matériaux onéreux résistant aux hautes températures. La figure 8 illustre le principe de fonctionnement de l'étage déviateur 157 et de la turbine 158. Le fluide aborde les aubes de l'étage déviateur 157 avec une vitesse Cl parallèle à l'axe de révolution de l'accélérateur. Le fluide est dévié pour présenter une vitesse C2 à l'entrée de la turbine 158. Si U est la vitesse périphérique de la turbine, on constate alors que le fluide aborde les aubes de la turbine avec une vitesse W2. La vitesse de sortie W3 est égale en module à la vi- tesse W2, et, combinée à la vitesse U périphérique, re- donne en sortie de turbine une vitesse C3 parallèle à l'axe de révolution de l'accélérateur, mais bien sûr moins grande que la vitesse Cl d'entrée. Ainsi, la majeure partie de l'énergie cinétique du fluide a été cap- tée par la turbine 158, sans variation appréciable de la pression du fluide du passage de la turbine. The space between the separator ring 155 and the tubular duct 151 forms the bypass 20 through which the secondary flow is taken. As for the space between the core 152 and the separator ring 155, it is occupied by a deflector stage 157 comprising a row of fixed discharge vanes responsible for giving the velocity of the gaseous fluid an orthoradial component. The deflector stage 157 is followed by a rotating turbine 158 equipped with curved blades and driving a shaft 159, a bearing of the turbine that can be housed in the output core 152. It will be noted that the blades of the deflection stage and the turbine are attacked by the gaseous fluid of the main stream at a modest temperature of about 100 degrees Celsius, so that there is no need to use expensive materials resistant to high temperatures. FIG. 8 illustrates the operating principle of the deflector stage 157 and of the turbine 158. The fluid approaches the vanes of the deflector stage 157 with a speed C1 parallel to the axis of revolution of the accelerator. The fluid is deflected to present a speed C2 at the inlet of the turbine 158. If U is the peripheral speed of the turbine, then it is found that the fluid approaches the vanes of the turbine with a speed W2. The output speed W3 is equal in modulus to the speed W2, and, combined with the peripheral speed U, returns at the turbine output a speed C3 parallel to the axis of revolution of the accelerator, but of course less than the input speed Cl. Thus, most of the kinetic energy of the fluid has been captured by the turbine 158 without appreciable variation in the fluid pressure of the turbine passage.

L'ensemble 100 constitué des deux parties 110 et 150 est visible à la figure 7 est correspond à la partie symbolisée en pointillés sur le schéma de la figure 2. On utilisera avantageusement un fluide de travail du type fluide industriel réfrigérant, de préférence à de l'eau. En effet, la vitesse de propagation du son dans ce type de fluide est en général assez faible (de l'ordre de 100 m/s). Par ailleurs, ces fluides ont une chaleur latente de vaporisation bien inférieure à celle de l'eau (de l'ordre de 100 kj/kg). Ainsi, le fluide de travail, accéléré en supersonique dans l'accélérateur, présente un temps de séjour plus long dans celui-ci, tandis que les gouttelettes du flux secondaire injectées dans l'accélérateur se vaporisent beaucoup plus rapidement, ce qui concourt à l'amélioration du fonctionnement de l'accélérateur. L'invention n'est pas limitée à ce qui vient d'être décrit, mais englobe au contraire toute variante entrant dans le cadre défini par les revendications. The assembly 100 constituted by the two parts 110 and 150 is visible in FIG. 7 and corresponds to the portion symbolized in dashed lines in the diagram of FIG. 2. It will be advantageous to use a working fluid of the refrigerant industrial fluid type, preferably the water. Indeed, the speed of sound propagation in this type of fluid is generally quite low (of the order of 100 m / s). Furthermore, these fluids have a latent heat of vaporization much lower than that of water (of the order of 100 kj / kg). Thus, the working fluid, accelerated supersonic in the accelerator, has a longer residence time therein, while the droplets of the secondary flow injected into the accelerator vaporize much faster, which contributes to the improvement of the operation of the accelerator. The invention is not limited to what has just been described, but on the contrary covers any variant within the scope defined by the claims.

Claims

REVENDICATIONS1. A method of converting thermal energy from a hot source according to a thermodynamic cycle applied to a dry working fluid into mechanical energy and comprising the steps of: a / heating a main stream of working fluid in the form of gaseous by drawing heat from the hot source (1,2); b / accelerating the main flow of gaseous working fluid to a supersonic velocity (3.30); c / inject into the main stream of working fluid and accelerated a secondary flow of working fluid in liquid form at high pressure, so that the secondary flow fluid vaporizes instantly in the main flow so that it sees its entropy diminished and its speed increased; d / passing the main flow of working fluid into the turbine (4) having possibly recompressed the fluid to reduce its speed so that it is subsonic (3) upstream of the turbine if it operates under subsonic flow; the steps being restarted at each cycle, the cycle further comprising the step of withdrawing a portion of the main stream of working fluid in vapor form to condense it to form the secondary liquid stream which is injected as it is said to step c; characterized in that the liquefaction enthalpy released during the liquefaction of the secondary flow fluid is recovered and used to heat the working fluid of the main flow.

2. Method according to claim 1, wherein the steps b /, c /, d / are implemented using a thermokinetic compressor (3), the speed of the fluid of the main flow at the outlet of the compressor being substan - tiellement diminished to transform almost all of its dynamic pressure static pressure, the sampling of gaseous fluid to form the secondary flow being made at the compressor outlet before it attacks the turbine.

3. The method of claim 1, wherein the step d / consists in recovering by means of the turbine the bulk of the kinetic energy of the main flow of the working fluid, without appreciable variation of its pressure at the passage of the turbine. .

The method of claim 1, wherein the secondary stream is withdrawn from the main stream of fluid before the latter impinges on the turbine and before it is slowed down.

5. Method according to claim 1, comprising, for the secondary flow, the steps of: e / compressing the fluid of the secondary flow (5) to a pressure such that its vaporization temperature is close to the maximum temperature reached by the main flow fluid at the end of the reheating step a /; f / liquefying (6) and then cooling (7) the condensate of the fluid of the secondary flow which is now liquid; g / compressing the liquid fluid (9) of the secondary flow to reach the injection pressure of step c /.

6. Device specially adapted to implement the method according to one of claims 1 to 5, comprising a tubular conduit (111,151) for receiving a flow of gaseous fluid and having an inlet core (112) terminated by an ogive (115) and carrying an injection member (116), the tubular duct forming with the inlet core a convergent / divergent having a neck beyond which the gaseous fluid reaches a supersonic velocity, and an outlet core (152). ) started with a warhead (154) and forming with the tubular conduit (151) a convergent slowing of the fluid at a subsonic speed, the output core receiving a deflector stage (157) which is followed by a turbine (158).

7. Device according to claim 6, wherein the tubular duct has an end portion receiving a separator ring (155) to define between the tubular duct (151) and the separator ring (155) an annular bypass for drawing fluid for the secondary flow, the deflector stage extending meanwhile between the separator ring (155) and the output core (152).