FR2995497A1

FR2995497A1 - Systeme de refroidissement d'au moins un dispositif electronique d'un turbomoteur d'aeronef.

Info

Publication number: FR2995497A1
Application number: FR1258455A
Authority: FR
Inventors: Olivier Verseux
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-09-10
Filing date: 2012-09-10
Publication date: 2014-03-14
Anticipated expiration: 2032-09-10
Also published as: FR2995497B1

Abstract

- Système de refroidissement d'au moins un dispositif électronique d'un turbomoteur d'aéronef. - Le système (1) comporte au moins un caloduc (4), dont une extrémité est agencée à proximité du dispositif électronique (2) à refroidir et dont l'autre extrémité est liée à des éléments échangeurs de chaleur (6) qui sont agencés dans une paroi (7) soumise à un flux refroidi.

Description

La présente invention concerne un système de refroidissement d'au moins un dispositif électronique d'un turbomoteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, ainsi qu'un turbomoteur muni d'un tel système de refroidissement.

On sait qu'un turbomoteur d'aéronef comporte, en général, au moins une unité électronique de régulation du moteur. Aussi, il peut être avantageux ou même nécessaire de pouvoir refroidir une telle unité, ou plus généralement tout dispositif électronique susceptible d'être monté sur un tel turbomoteur. Bien que pouvant s'appliquer à tout dispositif électronique susceptible d'être agencé au niveau d'un turbomoteur, la présente invention est plus particulièrement appropriée au refroidissement une unité de régulation électronique du moteur, telle qu'une unité de régulation électronique numérique de type ECU (« Electronic Control Unit » en anglais) ou un système de régulation électronique numérique à pleine autorité de type FADEC (« Full-Authority Digital Engine Control » en anglais) ou toute autre unité de régulation connue. Or, sur un aéronef, on dispose, en particulier lorsque l'aéronef est au sol, de capacités réduites de refroidissement d'un tel dispositif électronique, notamment en raison d'une vitesse faible de l'aéronef, de moteurs plus chauds, ou d'une compression d'air réduite à faible régime. Les architectures de refroidissement usuelles consistent généralement à réaliser, sur la zone où est agencé le dispositif à refroidir, une ventilation prélevant de l'air externe ou plus simplement à utiliser la convection naturelle. Ces solutions usuelles peuvent ne pas être suffisantes pour réaliser un refroidissement approprié ou nécessaire. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un système de refroidissement d'au moins un dispositif électronique, en particulier une unité de régulation électronique numérique, d'un turbomoteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, qui est particulièrement efficace.

Selon l'invention, ledit système de refroidissement est remarquable en ce qu'il comporte : - au moins un caloduc comprenant un tube qui est rempli d'un fluide caloporteur en équilibre avec une phase liquide et une phase gazeuse et qui permet un transfert de chaleur par vaporisation de la phase liquide et par condensation de la phase gazeuse, dont l'une des extrémités est agencée à proximité dudit dispositif électronique, de préférence à l'intérieur d'un boîtier dudit dispositif électronique, de manière à récupérer de la chaleur au niveau de ce dernier ; et - des éléments échangeurs de chaleur, auxquels est liée l'autre extrémité dudit caloduc, ces éléments échangeurs de chaleur étant agencés dans une paroi soumise à un flux refroidi, de manière à permettre audit caloduc de restituer de la chaleur. Ainsi, grâce à l'invention, on obtient un système de refroidissement particulièrement efficace. En effet, le ou les caloducs du système de refroidissement conforme à l'invention permettent de réaliser un transfert de la chaleur existant au niveau d'un dispositif électronique du turbomoteur (turboréacteur, turbopropulseur) vers une zone froide précisée ci-dessous, dans le but de refroidir ce dispositif électronique. Or, comme précisé ci-dessous, un caloduc présente des performances de transfert de chaleur améliorées, notamment par rapport à un élément usuel de transfert de chaleur, et en particulier des métaux utilisés usuellement comme conducteurs thermiques, ce qui permet de mettre en oeuvre un transfert efficace de la chaleur du dispositif électronique vers la zone froide et ainsi un refroidissement efficace dudit dispositif. Ce système de refroidissement conforme à l'invention présente également d'autres avantages. En particulier : - il est de type passif. Il n'est donc pas nécessaire de développer des logiques de commande, ce qui limite également son coût ; et - il est très fiable.

On sait qu'un caloduc comprend un tube hermétique qui renferme un fluide en équilibre avec sa phase gazeuse et sa phase liquide, en absence de tout autre gaz. A une extrémité du caloduc, près du dispositif à refroidir, le liquide s'échauffe et se vaporise en emmagasinant de l'énergie provenant de la chaleur émise par ce dispositif. Ce gaz se diffuse alors dans le caloduc jusqu'au niveau d'un dissipateur thermique où il est refroidi, jusqu'à ce qu'il se condense pour redevenir à nouveau liquide, et céder de l'énergie sous forme de chaleur. Le liquide retourne alors à son point de départ, généralement par capillarité. Les caloducs présentent, grâce à ces caractéristiques, une conductivité thermique élevée. Le système de refroidissement conforme à l'invention est particulièrement avantageux dans des phases pour lesquels les éventuels moyens de refroidissement usuels sont moins efficaces, notamment lors d'un roulage au sol de l'aéronef équipé dudit système de refroidissement. Ledit système de refroidissement peut également être utilisé, avantageusement, après l'arrêt des moteurs ou pendant le décollage de l'aéronef (et ceci jusqu'à la fin de la phase de montée). En outre, de façon avantageuse, lesdits éléments échangeurs de chaleur comprennent une pluralité d'éléments surfaciques qui sont liés audit caloduc et qui sont agencés dans une zone soumise à un flux refroidi, de manière à pouvoir efficacement dissiper la chaleur. Par ailleurs, avantageusement, pour augmenter son efficacité, ledit système de refroidissement conforme à l'invention comporte une pluralité de caloducs formant un réseau, présentant par exemple une forme de toile d'araignée, une extrémité de chacun des caloducs étant dans ce cas agencée à proximité (notamment à l'intérieur) dudit dispositif électronique. En outre, avantageusement, ledit fluide caloporteur correspond à un fluide pour lequel le caloduc présente une performance plus élevée dans le domaine de températures, par exemple de 50°C à 150°C, régnant au niveau dudit dispositif électronique lors du fonctionnement du turbomoteur dans une phase de fonctionnement particulière (par exemple au sol) pour laquelle un refroidissement est nécessaire, que pour des températures hors dudit domaine de températures, et notamment des températures inférieures audit domaine, pour lesquelles un refroidissement n'est pas nécessaire. Par ailleurs, de façon avantageuse, ledit caloduc comprend un moyen commandable, comprenant de préférence un générateur de gaz, qui permet d'arrêter le fonctionnement dudit caloduc dans une plage de températures donnée. Ceci permet d'adapter le fonctionnement du système de refroidissement au besoin de refroidissement (pouvant dépendre de la phase de fonctionnement du turbomoteur et des caractéristiques du dispositif électronique à refroidir). La présente invention concerne également un turbomoteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur ou turbopropulseur, comprenant au moins un dispositif électronique, en particulier une unité de régulation électronique. Selon l'invention, ledit turbomoteur est remarquable en ce qu'il comporte au moins un système de refroidissement tel que celui précité. Dans un mode de réalisation préféré, au moins certains desdits éléments échangeurs de chaleur sont agencés dans une paroi du turbomoteur, au niveau du carter de soufflante (« fan case » en anglais), de préférence au niveau de la paroi interne du canal de soufflante, qui est soumise à un flux d'air interne généré par la soufflante du turbomoteur. En outre, en variante ou en complément, au moins certains desdits éléments échangeurs de chaleur sont agencés dans une paroi externe du turbomoteur au niveau du carénage de soufflante (« fan cowl » en anglais), et de préférence dans une zone de la paroi externe du turbomoteur, qui est localisée sur le turbomoteur de manière à être moins soumise à un rayonnement solaire (direct ou après réverbération) que d'autres zones de ladite paroi externe. La présente invention concerne en outre un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comprend : - au moins un tel turbomoteur ; et/ou - au moins un tel système de refroidissement.

Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. Les figures 1 et 2 montrent schématiquement un système de refroidissement conforme à l'invention. La figure 3 illustre schématiquement le fonctionnement d'un caloduc. La figure 4 est une vue en coupe très schématique, selon la ligne A-A de la figure 5, d'une partie d'un turbomoteur pourvu d'un système de refroidissement conforme à l'invention.

La figure 5 est une vue de l'avant d'un turbomoteur comprenant un carénage partiellement enlevé, sur lequel est visible une partie d'un système de refroidissement conforme à l'invention. La figure 6 est une vue agrandie d'une partie de la figure 5. La figure 7 est un graphique qui présente la conductivité thermique de différents fluides caloporteurs. La figure 8 montre schématiquement un caloduc particulier susceptible d'être utilisé dans un système conforme à l'invention. Le système de refroidissement 1 conforme à l'invention et représenté très schématiquement sur les figures 1 et 2 est destiné au refroidissement d'au moins un dispositif électronique 2 d'un turbomoteur 3 tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, d'un aéronef (non représenté), en particulier d'un avion de transport. Bien que non exclusivement, ledit système de refroidissement 1 s'applique plus particulièrement au refroidissement d'une unité 2 de régulation électronique du moteur, telle qu'une unité de régulation électronique numérique de type ECU (« Electronic Control Unit » en anglais) ou un système de régulation électronique numérique à pleine autorité de type FADEC (« Full-Authority Digital Engine Control » en anglais) ou toute autre unité de régulation connue.

Pour ce faire, ledit système 1 qui est monté sur ledit turbomoteur 3, comporte, selon l'invention : - au moins un caloduc 4 comprenant un tube 5 qui est rempli d'un fluide caloporteur en équilibre avec une phase liquide et une phase gazeuse et qui permet un transfert de chaleur par vaporisation de la phase liquide et par condensation de la phase gazeuse. L'une 4A des extrémités dudit caloduc 4 est agencée à proximité dudit dispositif électronique 2 de manière à récupérer de la chaleur au niveau de ce dernier. De préférence, l'extrémité 4A du caloduc 4 pénètre à l'intérieur du boîtier du dispositif électronique 2 jusqu'au niveau d'un composant électronique devant être refroidi ; et - des éléments échangeurs de chaleur 6, auxquels est liée l'autre extrémité 4B dudit caloduc 4. Ces éléments échangeurs de chaleur 6 sont agencés dans une paroi 7 du turbomoteur 3 qui est soumise à un flux refroidi (de préférence d'air, mais non exclusivement), de manière à permettre audit caloduc 4 de restituer de la chaleur. On sait qu'un caloduc 4 comprend donc un tube 5 hermétique qui renferme un fluide (caloporteur) en équilibre avec sa phase gazeuse et sa phase liquide, en absence de tout autre gaz. Comme représenté sur la figure 3, au niveau d'une zone 8A située près de l'extrémité 4A du caloduc 4, agencée à proximité du dispositif 2 à refroidir, le caloduc 4 absorbe de la chaleur, tel qu'illustré par des flèches 9. Le fluide caloporteur qui est sous forme liquide à cette extrémité 4A, s'échauffe et se vaporise en emmagasinant de l'énergie provenant de la chaleur émise par le dispositif 2. Le gaz se diffuse alors dans le caloduc 4, le long d'un tronçon central 8C, comme illustré par des flèches 10, vers l'autre extrémité 4B. A cette autre extrémité 4B, il restitue de la chaleur sur une zone 8B, comme illustré par des flèches 11, et il est refroidi, jusqu'à ce qu'il se condense pour redevenir à nouveau liquide. Le liquide retourne alors à son point de départ, généralement par capillarité, comme représenté par des flèches 12. La chaleur est donc transférée de la partie chaude 8A à la partie froide 8B du tube 5 par vaporisation de la phase liquide dans la partie chaude et condensation de la vapeur dans la partie froide. Grâce à ces caractéristiques, un tel caloduc 4 présente une conductivité thermique élevée.

Pour mettre en oeuvre la capillarité, on prévoit à l'intérieur du tube 5 des structures usuelles appropriées 13, composées par exemple de mailles ou de poudres métalliques frittées. Il est également possible de réaliser des rainures à l'intérieur dudit tube 5.

Par ailleurs, pour augmenter son efficacité, ledit système de refroidissement 1 conforme à l'invention comporte, dans un mode de réalisation particulier, une pluralité de caloducs 4 formant un réseau, présentant par exemple une forme de toile d'araignée, une extrémité 4A de chacun desdits caloducs 4 étant agencée au niveau dudit dispositif électronique 2. Dans l'exemple représenté sur les figures 4 à 6, le système de refroidissement 1 qui est appliqué à un turboréacteur usuel 3 d'aéronef, dont on a représenté la partie avant 15 sur la figure 5 avec l'entrée d'air 16, comprend une pluralité de caloducs 4 (figure 4 et figure 6 qui montre une partie P agrandie de la figure 5 sur laquelle on a ôté une partie du carénage pour des raisons de visibilité). Dans ce cas, les différents caloducs 4 peuvent être amenés à proximité de différents composants électroniques à refroidir du dispositif 2. Dans cet exemple, les éléments échangeurs de chaleur 6 sont agencés dans une paroi 18 du turboréacteur, au niveau du carter de soufflante (« fan case » en anglais), où ils peuvent être refroidis par le flux d'air (illustré par une flèche 14) qui est généré de façon usuelle par une soufflante du turboréacteur et qui circule dans le canal de soufflante. En outre, en variante ou en complément, au moins certains desdits éléments échangeurs de chaleur 6 du système 1 peuvent être agencés dans une paroi externe (« fan cowl » en anglais) du turbomoteur 3, qui est soumise à une convection naturelle. Dans ce cas, les éléments échangeurs de chaleur 6 sont agencés de préférence dans une zone de la paroi externe du turbomoteur 3, qui est localisée à un endroit du turbomoteur où elle est moins soumise à un rayonnement solaire (direct ou après réverbération) que d'autres zones de ladite paroi externe, pour réduire son échauffement et ainsi favoriser le refroidissement. Ainsi, grâce à l'invention, on obtient un système de refroidissement 1 particulièrement efficace. En effet, le ou les caloducs 4 du système de refroidissement 1 conforme à l'invention permettent de réaliser un transfert de la chaleur existant dans un dispositif électronique 2 du turbomoteur 3 vers une zone froide (paroi 7), dans le but de refroidir ce dispositif électronique 2. Comme un caloduc 4 présente des performances de transfert de chaleur améliorées, notamment par rapport à un élément usuel de transfert de chaleur, et notamment des métaux (cuivre et aluminium par exemple) utilisés usuellement comme conducteurs thermiques, le système 1 met en oeuvre un transfert efficace de la chaleur du dispositif électronique 2 vers la zone froide 7 et ainsi un refroidissement efficace dudit dispositif 2. Ce système de refroidissement 1 conforme à l'invention présente également d'autres avantages. En particulier : - il est de type passif. Il n'est donc pas nécessaire de développer des logiques de commande, ce qui limite également son coût ; et - il est très fiable. Le système de refroidissement 1 conforme à l'invention est particulièrement avantageux dans des phases de fonctionnement du turbomoteur et/ou de l'aéronef, pour lesquelles les éventuels moyens de refroidissement usuels sont moins efficaces. Il est utilisé de préférence lors d'un roulage de l'aéronef au sol sur un aéroport. Ledit système de refroidissement 1 peut toutefois également être utilisé avantageusement après l'arrêt des turbomoteurs de l'aéronef ou pendant le décollage de l'aéronef et ceci jusqu'à la fin de la phase de montée. En outre, dans un mode de réalisation préféré, lesdits éléments échangeurs de chaleur 6 comprennent une pluralité d'éléments surfaciques 17, comme représenté sur les figures 1 et 2, qui sont liés audit caloduc 4 et qui sont agencés dans une zone soumise à un flux refroidi, notamment au niveau de la paroi 7 de manière à pouvoir efficacement dissiper la chaleur.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, le fluide caloporteur du ou des caloducs 4 du système 1 correspond à un fluide pour lequel le caloduc 4 présente une performance plus élevée dans le domaine de températures régnant au niveau dudit dispositif électronique 2 lors du fonctionnement du turbomoteur 3 dans une phase de fonctionnement particulière (notamment un roulage au sol de l'aéronef), que pour des températures hors dudit domaine de températures, et notamment des températures inférieures à celles dudit domaine. Sur la figure 7, on a représenté un graphique qui montre l'efficacité E de conductivité thermique (en W/m2) pour différents fluides caloporteurs F1 à F5 susceptibles d'être utilisés, en fonction de la température T (en °C). Dans cet exemple : - F1 correspond à l'eau ; - F2 correspond à l'ammoniac ; - F3 correspond au méthanol ; - F4 correspond à l'acétone ; et - F5 correspond au toluène. Sur cette figure 7, on a également mis en évidence un domaine D de températures de 200 à 130°C, pouvant correspondre aux températures pour lesquelles un refroidissement peut être mis en place sur un turbomoteur lorsque l'aéronef est au sol. Il apparaît que l'eau, le méthanol, et le toluène répondent aux caractéristiques recherchées précitées (efficacité supérieure dans le domaine D que pour des températures inférieures) et peuvent être utilisées efficacement comme fluide caloporteur dans les caloducs 4 du système de refroidissement 1 conforme à l'invention. Bien entendu, ledit système 1 peut comporter des caloducs 4 présentant des caractéristiques (diamètre et longueur du tube, fluide caloporteur,...) différentes. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit caloduc 4 comprend un moyen commandable usuel, comprenant de préférence un générateur de gaz 12, qui permet d'arrêter le fonctionnement dudit caloduc dans une plage de températures donnée. Pour ce faire, de préférence, ledit générateur de gaz 12 peut modifier les conditions de pression à l'intérieur du tube 5 pour modifier les caractéristiques du fluide caloporteur. Ceci permet d'adapter le fonctionnement du système de refroidissement 1 au besoin de refroidissement rencontré lors du fonctionnement du turbomoteur 3.

Claims

REVENDICATIONS1. Système de refroidissement d'au moins un dispositif électronique (2), en particulier une unité de régulation électronique, d'un turbomoteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, caractérisé en ce qu'il comporte : - au moins un caloduc (4) comprenant un tube (5) qui est rempli d'un fluide caloporteur en équilibre avec une phase liquide et une phase gazeuse et qui permet un transfert de chaleur par vaporisation de la phase liquide et par condensation de la phase gazeuse, dont l'une (4A) des extrémités est agencée à proximité dudit dispositif électronique (2) de manière à récupérer de la chaleur au niveau de ce dernier ; et - des éléments échangeurs de chaleur (6), auxquels est liée l'autre extrémité (4B) dudit caloduc (4), ces éléments échangeurs de chaleur (6) étant agencés dans une paroi (7) soumise à un flux refroidi, de manière à permettre audit caloduc (4) de restituer de la chaleur.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits éléments échangeurs de chaleur (6) comprennent une pluralité d'éléments surfaciques (17) qui sont liés audit caloduc (4) et qui sont agencés dans une zone soumise à un flux refroidi.
3. Système selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de caloducs (4) formant un réseau, une extrémité (4A) de chacun desdits caloducs (4) étant agencée à proximité dudit dispositif électronique (2).
4. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit fluide caloporteur correspond à un fluide (F1, F3, F4) pour lequel le caloduc (4) présente une performance plus élevée dans le domaine de températures (D) régnant au niveau dudit dispositif électronique (2) lors du fonctionnement du turbomoteur (3) dans une phase de fonctionnement particulière, que pour des températures hors dudit domaine de températures (D).
5. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit caloduc (4) comprend un moyen commandable, comprenant de préférence un générateur de gaz (18), qui permet d'arrêter le fonctionnement dudit caloduc (4) dans une plage de températures donnée.
6. Turbomoteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur ou turbopropulseur, comprenant au moins un dispositif électronique (2), en particulier une unité de régulation électronique, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un système de refroidissement (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 5.
7. Turbomoteur selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'au moins certains desdits éléments échangeurs de chaleur (6) sont agencés dans une paroi (7) du turbomoteur (3), qui est soumise à un flux d'air interne (14) généré par une soufflante du turbomoteur (3).
8. Turbomoteur selon l'une des revendications 6 et 7, caractérisé en ce qu'au moins certains desdits éléments échangeurs (6) de chaleur sont agencés dans une paroi externe du turbomoteur (3).
9. Turbomoteur selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdits éléments échangeurs de chaleur sont agencés dans une zone de la paroi externe du turbomoteur (3), qui est localisée de manière à être moins soumise à un rayonnement solaire que d'autres zones de ladite paroi externe.
10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un turbomoteur (3) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 6 à 9.