FR3011589A1 - Machine thermique aeronautique comprenant une reserve de fluide sous pression pour demarrer un moteur a cycle ferme - Google Patents

Machine thermique aeronautique comprenant une reserve de fluide sous pression pour demarrer un moteur a cycle ferme Download PDF

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Abstract

L'invention concerne une machine thermique aéronautique (100) comprenant un moteur thermique à cycle fermé (3) et au moins un turbocompresseur (4, 5, 14). Selon l'invention, la machine thermique (100) comprend un dispositif auxiliaire de démarrage (120) comprenant une réserve (1) de fluide conservé à une pression supérieure à celle de l'air extérieur ambiant, le dispositif auxiliaire de démarrage (120) étant configuré de manière à ce qu'une libération de fluide sous pression en provenance de la réserve (1) entraîne l'introduction de gaz sous pression dans la chambre de combustion principale (30).

Description

MACHINE THERMIQUE AERONAUTIQUE COMPRENANT UNE RESERVE DE FLUIDE SOUS PRESSION POUR DEMARRER UN MOTEUR A CYCLE FERME DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention appartient au domaine technique des machines thermiques aéronautiques, telles que les groupes auxiliaires de puissance pour aéronef ou les systèmes propulsifs pour aéronef. Plus précisément, l'invention se rapporte à un dispositif de démarrage de moteur thermique à cycle fermé pour machine thermique aéronautique. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Certaines machines thermiques aéronautiques comprennent un moteur thermique à cycle fermé, par exemple un moteur alternatif à combustion interne. Le moteur thermique à cycle fermé comprend notamment une pluralité de pistons, une chambre de combustion principale dont l'air est comprimé par les pistons et un vilebrequin relié mécaniquement aux pistons. De telles machines thermiques comprennent notamment des groupes auxiliaires de puissance pour aéronef ou des systèmes propulsifs d'aéronef. Les groupes auxiliaires de puissance sont également connus sous le nom d' « APU », de l'anglais « auxiliary power unit ». Ils servent notamment à fournir l'énergie, souvent pneumatique, pour démarrer une turbomachine d'aéronef. Dans ces configurations connues, la machine thermique aéronautique est démarrée par la mise en rotation du vilebrequin par un générateur principal de puissance. Le vilebrequin entraîne alors les pistons. Puis, le mouvement continuel des pistons est maintenu par la détente de gaz brûlé dans la chambre de combustion, de manière à permettre un régime de combustion autoentretenu de la machine thermique. Afin d'augmenter leurs performances, ces machines thermiques peuvent également comporter un turbocompresseur configuré pour comprimer de l'air extérieur ambiant destiné à alimenter la chambre de combustion principale. Le turbocompresseur comprend notamment une turbine principale, un compresseur principal et un arbre principal reliant mécaniquement la turbine principale et le compresseur principal. La turbine principale est alors alimentée en gaz d'échappement par la chambre de combustion principale pour fournir l'énergie nécessaire au fonctionnement du compresseur principal. Le redémarrage de moteurs thermiques à cycle fermé est rendu difficile par les conditions de faibles températures et de pression qui règnent en altitude. Ces conditions extérieures en altitude conduisent notamment à un allongement du délai d'inflammation du carburant. Dans des cas extrêmes, la combustion ne peut pas s'établir avant l'évacuation des gaz du cylindre vers l'échappement, ce qui rend le redémarrage de la machine thermique impossible. Des solutions connues à ce problème intègrent des moyens auxiliaires de chauffage d'air ou d'huile de manière à permettre le démarrage de la machine thermique en altitude. De manière similaire, d'autres solutions connues comprennent des moyens de limitation des pertes thermiques de la machine thermique en altitude. Cependant, ces moyens connus n'augmentent pas suffisamment la pression de l'air en entrée de la chambre de combustion principale par rapport à la pression de l'air extérieur ambiant. De ce fait, ils ne permettent pas un fonctionnement satisfaisant de la machine thermique à très haute altitude. Par ailleurs, ces moyens connus sont susceptibles de requérir de la puissance à un instant critique. Alternativement, un compresseur pourrait être configuré de manière à comprimer suffisamment l'air ambiant pour permettre un démarrage de la machine thermique en altitude. Néanmoins, une grande quantité d'énergie, notamment d'origine électrique, serait alors prélevée pour mettre en marche ce compresseur. De plus, un tel compresseur et son environnement technique immédiat seraient susceptibles de provoquer une augmentation conséquente de la masse de la machine thermique. Le coût global de fonctionnement de la machine thermique risquerait donc d'être significativement augmenté.
De ce fait, il existe un besoin d'amélioration des performances générales de dispositifs de démarrage de la machine thermique pour aéronef, en particulier dans des conditions extérieures ambiantes de faible température et de pression, tout en limitant notamment les prélèvements d'énergie en provenance d'autres sources d'énergie au démarrage. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur.
A cet égard, l'invention a pour objet une machine thermique aéronautique comprenant un moteur thermique à cycle fermé et au moins un turbocompresseur, le moteur thermique à cycle fermé comprenant une chambre de combustion principale configurée pour alimenter en gaz d'échappement le turbocompresseur, le turbocompresseur comprenant une turbine principale, un compresseur principal et un arbre principal reliant mécaniquement le compresseur principal et la turbine principale, le compresseur principal étant configuré pour alimenter la chambre de combustion principale en air comprimé, la machine thermique comprenant un dispositif auxiliaire de démarrage comprenant une réserve de fluide conservé à une pression supérieure à celle de l'air extérieur ambiant, le dispositif auxiliaire de démarrage étant configuré de manière à ce qu'une libération de fluide sous pression en provenance de la réserve entraîne l'introduction de gaz sous pression dans la chambre de combustion principale. Le dispositif auxiliaire de démarrage est configuré pour permettre ou pour faciliter le démarrage de la machine thermique dans des conditions extérieures ambiantes de faible température et de faible pression, telles que celles présentes notamment entre 3000 mètres et 15000 mètres d'altitude, préférablement celles entre 4000 mètres et 13000 mètres au-dessus du niveau de la mer. Le dispositif auxiliaire de démarrage est de plus accessoirement susceptible de ne nécessiter qu'un apport externe de puissance minimal pour fonctionner. En effet, l'énergie nécessaire au fonctionnement du dispositif auxiliaire a essentiellement pour origine la détente du fluide en provenance de la réserve et éventuellement la combustion de ce fluide en amont de la chambre de combustion principale.
L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non : Avantageusement, le dispositif auxiliaire de démarrage comprend en outre un ensemble subsidiaire de démarrage comprenant une turbine auxiliaire et un compresseur auxiliaire configuré pour délivrer de l'air sous pression dans la chambre de combustion principale, le compresseur auxiliaire étant relié mécaniquement par un arbre auxiliaire à la turbine auxiliaire, le dispositif auxiliaire de démarrage étant configuré pour acheminer le fluide sous pression jusqu'à la turbine auxiliaire de manière à mettre en mouvement l'ensemble subsidiaire autour d'un axe de l'arbre auxiliaire.
Selon une caractéristique additionnelle, l'ensemble subsidiaire comprend une chambre de combustion auxiliaire située entre la réserve et la turbine auxiliaire, la chambre de combustion auxiliaire étant configurée pour générer la combustion du fluide en provenance de la réserve. Cette dernière configuration particulière est préférée lorsque le contenu de la réserve est un comburant et/ou un combustible, tel qu'un ergol ou un propergol. Selon une aute caractéristique additionnelle, la reserve et la chambre de combustion auxiliaire forment un seul composant, ce composant étant apte à recevoir un propergol solide et un allumeur afin de générer la combustion du propergol. En variante, le dispositif auxiliaire de démarrage est configuré pour acheminer, notamment de manière séquentielle, du fluide sous pression en provenance de la réserve jusqu'à la chambre de combustion principale. De manière générale, le dispositif auxiliaire de démarrage comprend de préférence une vanne de libération du fluide sous pression en provenance de la réserve et un système de commande, le système de commande étant configuré pour piloter l'ouverture de la vanne.
Afin de compenser la perte thermique générée par la détente du fluide qui la traverse, la vanne peut être équipée d'un système de chauffage de fluide. Le dispositif auxiliaire de démarrage est notamment configuré pour libérer du fluide sous pression en provenance de la réserve principale à chaque cycle du moteur thermique à cycle fermé, de manière à introduire du gaz sous pression dans la chambre de combustion jusqu'à ce qu'un régime stable de combustion de l'air extérieur ambiant dans le moteur soit atteint. Le moteur thermique à cycle fermé comprend de préférence un vilebrequin et au moins un piston relié mécaniquement au vilebrequin, le piston étant configuré pour comprimer le gaz dans la chambre de combustion principale. En d'autres termes, le moteur thermique à cycle fermé est de préférence un moteur à piston tel qu'un moteur deux temps ou un moteur quatre temps. Le moteur à piston est par exemple un moteur à allumage commandé tel qu'un moteur thermique à cycle fermé de Beau de Rochas ou, de préférence, un moteur à allumage par compression tel qu'un moteur à cycle Diesel. Le faible volume de la chambre de combustion d'un moteur à piston limiterait le prélèvement de fluide en provenance de la réserve au cours d'un cycle du moteur thermique. Le dispositif auxiliaire de démarrage présente d'autant plus d'avantages lorsque le moteur thermique à cycle fermé est un moteur à allumage par compression que lorsque le moteur thermique à cycle fermé est un moteur par allumage commandé. En effet, le démarrage d'un moteur à allumage par compression requiert une pression suffisante des gaz dans la chambre de combustion principale pour permettre leur auto-inflammation.
Selon une autre caractéristique additionnelle, la machine thermique comprend un générateur principal de puissance, tel qu'un générateur électrique, configuré pour entraîner le vilebrequin en rotation lors du démarrage du moteur thermique à cycle fermé. L'énergie électrique présente l'avantage d'être facilement stockable dans des batteries, ainsi que d'être aisément et rapidement disponible.
De manière générale, le générateur principal de puissance peut comprendre tout moyen susceptible d'entraîner en rotation directement ou indirectement le vilebrequin dans des conditions usuelles de température et de pression de l'air extérieur ambiant, de manière à démarrer la machine thermique aéronautique.
Le dispositif auxiliaire de démarrage peut fonctionner indépendamment ou conjointement avec le générateur principal de puissance pour démarrer le moteur thermique à cycle fermé. Si nécessaire, l'énergie pneumatique libérée par le dispositif auxiliaire s'additionne à l'énergie fournie par le générateur de puissance pour démarrer la machine thermique.
Le dispositif auxiliaire de démarrage est de préférence un moyen d'urgence, configuré pour être actionné dans des conditions de température et de pression drastiques. De ce fait, le volume et la masse de la réserve peuvent être limités. Afin de réduire le volume et la masse de la réserve, le produit contenu dans la réserve est de préférence sous forme condensée, notamment solide ou liquide.
De manière générale, le contenu de la réserve peut être solide, liquide ou gazeux. Selon une particularité de réalisation, la réserve est configurée pour contenir un produit inerte, notamment du dioxyde de carbone ou un produit comprenant moins de 5% en masse de dioxygène. Un produit inerte présente des avantages en termes de sécurité, notamment en cas de fuite de la réserve.
En variante, la réserve est configurée pour contenir un comburant et/ou un combustible tel qu'un ergol ou un propergol. L'utilisation de fluide susceptible de générer une force de propulsion par réaction chimique exothermique, notamment de type combustion, permet de réduire le volume et la masse de la réserve. De manière générale, le gaz sous pression brûlé dans la chambre de combustion principale peut être identique ou non au fluide dans la réserve. Le gaz sous pression introduit dans la chambre de combustion principale est de préférence de l'air comprimé. La chambre de combustion principale est alors susceptible de présenter une architecture similaire à celle d'un moteur thermique à cycle fermé classique destiné à des applications aéronautiques.
Selon une particularité de réalisation, la machine thermique comprend un récepteur de puissance relié mécaniquement au vilebrequin, le récepteur de puissance comprenant de préférence, soit un récepteur d'énergie mécanique d'un groupe auxiliaire de puissance pour aéronef, soit un récepteur d'un système propulsif pour aéronef.
La machine thermique est par exemple un groupe auxiliaire de puissance pour aéronef, notamment configuré pour servir de générateur-démarreur de turbomachine. Le récepteur de puissance comprend alors notamment un générateur électrique et/ou pneumatique pour groupe auxiliaire de puissance pour aéronef.
En variante, la machine thermique peut être un système propulsif pour aéronef. Le système propulsif comprend alors de préférence un réducteur mécanique configuré pour entraîner un élément propulsif tel qu'une hélice ou un rotor d'hélicoptère. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 représente de manière schématique partielle une machine thermique aéronautique comprenant un dispositif de démarrage selon un premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 2 est une vue schématique partielle d'une machine thermique aéronautique comprenant un dispositif de démarrage selon un deuxième mode de réalisation de l'invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre.
La figure 1 représente une machine thermique 100 aéronautique comprenant un moteur thermique à cycle fermé 3, un turbocompresseur 4, 5, 14, un récepteur de puissance 8, 16 et un dispositif auxiliaire de démarrage 120. Le récepteur de puissance 8, 16 comprend un arbre récepteur 16 et un groupe récepteur 8. L'arbre récepteur 16 est configuré pour transmettre au groupe récepteur 8 l'énergie mécanique pour faire fonctionner ce dernier. Suivant la fonction de la machine thermique 100, le groupe récepteur 8 est notamment soit un récepteur de groupe auxiliaire de puissance pour aéronef, soit un récepteur de système propulsif pour aéronef.
Lorsque le groupe récepteur 8 est un récepteur de groupe auxiliaire de puissance, le groupe récepteur 8 comprend de préférence un générateur électrique et/ou un générateur de puissance pneumatique. Le groupe récepteur comprend par exemple un multiplicateur pour entrainer le générateur électrique et/ou le générateur de puissance pneumatique.
La machine thermique 100 est alors un groupe auxiliaire de puissance d'aéronef. En particulier, la machine thermique 100 est susceptible de servir de générateur-démarreur de turbomachine. En variante, lorsque le groupe récepteur 8 est un récepteur de système propulsif, le groupe récepteur comprend par exemple un réducteur pour entrainer une hélice ou un rotor d'hélicoptère. La machine thermique 100 sert de ce fait de système propulsif pour aéronef. Le moteur thermique à cycle fermé 3 est de préférence un moteur à allumage par compression, tel qu'un moteur à cycle diesel. Le moteur thermique à cycle fermé 3 comprend au moins un piston 32, une chambre de combustion principale 30 dont l'air est comprimé par le piston 32 et un vilebrequin 34 relié mécaniquement au piston 32. Selon une variante non représentée dans laquelle le moteur thermique à cycle fermé 3 est un moteur à allumage commandé, la machine thermique 100 comprend également une ou plusieurs bougies d'allumage (non représentées) configurées pour amorcer la combustion dans la chambre de combustion principale 30 à chaque cycle. Le turbocompresseur 4, 5, 14 est configuré pour comprimer de l'air extérieur ambiant destiné à alimenter la chambre de combustion principale 30. Le turbocompresseur 4, 5, 14 comporte une turbine principale 5, un compresseur principal 4 et un arbre principal 14 reliant mécaniquement la turbine principale 5 et le compresseur principal 4. La turbine principale 5 est destinée à être alimentée en gaz d'échappement par la chambre de combustion principale 30 en vue de fournir au compresseur principal 4 l'énergie pour fonctionner. Le compresseur principal 4 est configuré pour ensuite alimenter la chambre de combustion principale 30 en air ambiant pressurisé. Le moteur thermique à cycle fermé 3 comprend de plus un système d'injection de carburant 36 dans la chambre de combustion principale 30. Le carburant injecté se mélange notamment dans la chambre de combustion principale 30 avec l'air pressurisé en provenance du compresseur principal 4. Le moteur thermique à cycle fermé 3 comprend en outre un générateur principal de puissance 7 configuré pour démarrer le moteur thermique à cycle fermé 3. Le générateur principal de puissance 7 et le dispositif auxiliaire de démarrage 120 forment de préférence conjointement un dispositif de démarrage 110 de la machine thermique aéronautique 100 à haute altitude. A la figure 1 et à la figure 2, le générateur principal de puissance 7 est un générateur électrique 7 configuré pour initier la rotation du vilebrequin 34 lors du démarrage du moteur 3, le piston 32 étant ensuite entraîné en mouvement par le vilebrequin 34. Le dispositif de démarrage 110 peut comprendre en outre une ou plusieurs bougies de préchauffage (non représentées) de l'huile, du liquide de refroidissement du moteur 3 ou de la chambre de combustion 30, afin de faciliter l'initiation de la combustion dans le moteur thermique à cycle fermé 3.
Le dispositif auxiliaire de démarrage 120 sert à faciliter le démarrage, notamment le redémarrage, de la machine thermique 100 dans des conditions de faible température et de pression de l'air extérieur ambiant. Plus précisément, le dispositif auxiliaire 120 est configuré de manière à ce que l'énergie pneumatique libérée par le dispositif auxiliaire 120 vienne s'additionner à celle fournie par le générateur principal de puissance 7, en vue de démarrer la machine thermique aéronautique 100 à haute altitude. En pratique, le dispositif auxiliaire comprend une réserve 1 de produit conservé à une pression supérieure à celle de l'air extérieur ambiant. Le contenu de la réserve 1 est de préférence sous forme condensée, c'est-à-dire liquide ou solide. Le fluide sous pression en provenance de la réserve 1 est susceptible d'être libéré par le dispositif auxiliaire 120 avant d'être dirigé en direction de la chambre de combustion principale 30. De manière générale, le produit dans la réserve 1 peut avoir une composition chimique identique ou non à celle du gaz sous pression brûlé dans la chambre de combustion principale 30. Le gaz introduit dans la chambre de combustion principale 30 est de préférence de l'air. A la figure 1, le fluide dans la réserve 1 comprend un ergol tel que le dioxygène, stocké à une pression suffisante pour qu'après son passage dans les vannes 2 et 9, il puisse initier une réaction exothermique dans la chambre de combustion 30. Les gaz d'échappement produits permettent de mettre en route la turbine 5 et indirectement le compresseur 4 à travers l'arbre 14. Plus spécifiquement, le gaz sous pression introduit par le dispositif auxiliaire 120 dans la chambre de combustion principale 30 dans le mode de réalisation de la figure 1 est chimiquement identique au fluide dans la réserve 1. En d'autres termes, le dispositif auxiliaire 120 est configuré pour amener de manière séquentielle le fluide sous pression en provenance de la réserve 1 jusque dans la chambre de combustion principale 30 par un conduit d'amenée du fluide. Afin de contrôler le débit de fluide circulant en direction de la chambre de combustion principale 3, le dispositif auxiliaire 120 comprend une vanne 2 de libération du fluide et un système de commande 6 configuré pour piloter l'ouverture de la vanne 2. Le système de commande 6 sera décrit plus en détail ci-dessous. La vanne 2 se trouve fluidiquement immédiatement en aval de la réserve 1, entre la réserve 1 et la chambre de combustion principale 30. Afin de compenser la perte thermique générée par la détente du fluide qui la traverse, la vanne 2 est équipée d'un système de chauffage électrique. À la figure 1 et à la figure 2, la machine thermique aéronautique 100 comprend également une deuxième vanne 9 de régulation du débit de fluide, notamment d'air, en direction de la chambre de combustion principale 30. La deuxième vanne 2 sert à la fois à réguler le débit d'air comprimé en provenance du compresseur principal 4 en direction de la chambre de combustion principale 30 et le débit de fluide en provenance de la première vanne 2. La deuxième vanne 9 se situe en amont de la chambre de combustion principale 3, entre la première vanne 2 et la chambre de combustion principale 30.
Le système de commande 6 contrôle le fonctionnement de la vanne 2, du récepteur de puissance 8, 16 dans la chambre de combustion principale 30, du générateur principal de puissance 7 et éventuellement de la deuxième vanne 9. Par ailleurs, le système de commande 6 donne des ordres à ces éléments. Durant la phase de démarrage de la machine thermique 100, la deuxième vanne 9 restreint de moins en moins l'arrivée d'air en provenance du compresseur principal 4 et en direction de la chambre de combustion principale 30 au fur et à mesure que le compresseur principal 4 comprime de mieux en mieux l'air extérieur ambiant alimentant la machine thermique 100. En parallèle, de moins en moins de fluide sous pression en provenance de la réserve 1 circule en direction de la chambre de combustion principale 30 au fur et à mesure que le régime de combustion de la chambre de combustion principale 30 se rapproche d'un régime stable et autoentretenu. Les gaz de combustion évacués à l'échappement de la chambre de combustion 30 permettent en effet de mieux en mieux la rotation de la turbine principale 5 et indirectement le fonctionnement du compresseur principal 4.
La combustion dans la chambre de combustion principale 30 contribue aussi indirectement à l'entrainement en rotation de l'arbre récepteur 16 par le travail de détente des gaz de combustion, conjointement à l'entraînement de l'arbre récepteur 16 indirectement par le générateur principal de puissance 7.
Simultanément, la bougie de préchauffage ou la pluralité de bougies de préchauffage éventuelles apportent de la chaleur pour initier la combustion dans la chambre de combustion principale 30 tandis que le système d'injection de carburant 36 du moteur thermique à cycle fermé 3 alimente la chambre de combustion principale 30 en carburant.
Le mode de réalisation de la figure 2 se distingue de celui de la figure 1 en ce que le dispositif auxiliaire 120 comprend en outre un ensemble subsidiaire de démarrage 10, 11, 12. L'ensemble subsidiaire de démarrage 10, 11, 12 comprend une turbine auxiliaire 11 un compresseur auxiliaire 10 et un arbre auxiliaire 12 reliant mécaniquement le compresseur auxiliaire 10 à la turbine auxiliaire 11. Le dispositif auxiliaire 120 est configuré pour acheminer le fluide sous pression jusqu'à la turbine auxiliaire 11 de manière à mettre en mouvement l'ensemble subsidiaire 10, 11, 12 autour d'un axe de l'arbre auxiliaire 12. Le compresseur auxiliaire 10 est alors configuré pour comprimer de l'air extérieur ambiant. Cet air sera ensuite acheminé par le dispositif auxiliaire 120 à travers la deuxième vanne 9 jusqu'à la chambre de combustion principale 30. De manière analogue, l'énergie générée par le dispositif auxiliaire 120 entraîne également indirectement en rotation l'arbre récepteur 16 suite à la combustion qui s'établit dans la chambre de combustion principale 30.
De plus, le mode de réalisation de la figure 2 se distingue de celui illustré à la figure 1 en ce que le fluide dans la réserve 1 peut comprendre un gaz inerte tel que du dioxyde de carbone ou un gaz comprenant moins de 5% en masse de dioxygène. Le gaz inerte pour des applications aéronautiques présente des avantages en termes de sécurité.
Dans une variante de réalisation non représentée de la figure 2, le fluide dans la réserve 1 comprend un comburant et/ou un combustible tel qu'un propergol ou un ergol, tel que du dioxygène. Dans ce dernier cas, le dispositif auxiliaire 120 comprend une chambre de combustion auxiliaire située entre la réserve 1 et la turbine auxiliaire 11, la chambre de combustion auxiliaire étant configurée pour générer la combustion du fluide en provenance de la réserve 1. Dans une autre variante de réalisation, le dispositif auxiliaire 120 comprend un réacteur chimique à propergol solide constitué d'une réserve 1 contenant le propergol et d'un allumeur initiant la combustion. La combustion du propergol solide dans la réserve 1 produit des gaz de combustion sous pression à destination de la turbine auxiliaire 11. Enfin, la phase de démarrage de la machine thermique 100 du mode de réalisation de la figure 2 se distingue de celui de la figure 1 en ce que le fluide sous pression en provenance de la réserve 1 alimente la turbine auxiliaire 11. De ce fait, la turbine auxiliaire 11 entraîne en rotation l'arbre auxiliaire 12 et le compresseur auxiliaire 10. Par la suite, le compresseur auxiliaire 10 comprime de l'air extérieur ambiant qui traverse la deuxième vanne 9 pour alimenter la chambre de combustion principale 30. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS1. Machine thermique aéronautique (100) comprenant un moteur thermique à cycle fermé (3) et au moins un turbocompresseur (4, 5, 14), le moteur thermique à cycle fermé (3) comprenant une chambre de combustion principale (30) configurée pour alimenter en gaz d'échappement le turbocompresseur (4, 5, 14), le turbocompresseur (4, 5, 14) comprenant une turbine principale (5), un compresseur principal (4) et un arbre principal (14) reliant mécaniquement le compresseur principal (4) et la turbine principale (5), le compresseur principal (4) étant configuré pour alimenter la chambre de combustion principale (30) en air comprimé, caractérisée en ce que la machine thermique (100) comprend un dispositif auxiliaire de démarrage (120) comprenant une réserve (1) de fluide conservé à une pression supérieure à celle de l'air extérieur ambiant, et en ce que le dispositif auxiliaire de démarrage (120) est configuré de manière à ce qu'une libération de fluide sous pression en provenance de la réserve (1) entraîne l'introduction de gaz sous pression dans la chambre de combustion principale (30).
  2. 2. Machine thermique aéronautique (100) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le dispositif auxiliaire de démarrage (120) comprend en outre un ensemble subsidiaire de démarrage (10, 11, 12) comprenant une turbine auxiliaire (11) et un compresseur auxiliaire (10) configuré pour délivrer de l'air sous pression dans la chambre de combustion principale (3), le compresseur auxiliaire (10) étant relié mécaniquement par un arbre auxiliaire (12) à la turbine auxiliaire (11), le dispositif auxiliaire de démarrage (120) étant configuré pour acheminer le fluide sous pression jusqu'à la turbine auxiliaire (11) de manière à mettre en mouvement l'ensemble subsidiaire (10, 11, 12) autour d'un axe de l'arbre auxiliaire (12).
  3. 3. Machine thermique aéronautique (100) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l'ensemble subsidiaire (10, 11, 12) comprend unechambre de combustion auxiliaire située entre la réserve (1) et la turbine auxiliaire (11), la chambre de combustion auxiliaire étant configurée pour générer la combustion du fluide en provenance de la réserve (1).
  4. 4. Machine thermique aéronautique (100) selon la revendication 3, dans laquelle la reserve (1) et la chambre de combustion auxiliaire forment un seul composant, ledit composant étant apte à recevoir un propergol solide et un allumeur afin de générer sa combustion.
  5. 5. Machine thermique aéronautique (100) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le dispositif auxiliaire de démarrage (120) est configuré pour acheminer, de préférence de manière séquentielle, du fluide sous pression en provenance de la réserve (1) jusqu'à la chambre de combustion principale (30).
  6. 6. Machine thermique aéronautique (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le moteur thermique à cycle fermé (3) comprend un vilebrequin (34) et au moins un piston (32) relié mécaniquement au vilebrequin (34), le piston (32) étant configuré pour comprimer le gaz dans la chambre de combustion principale (30).
  7. 7. Machine thermique aéronautique (100) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu'elle comprend un générateur principal de puissance (7), tel qu'un générateur électrique, configuré pour entraîner le vilebrequin (34) en rotation lors du démarrage du moteur thermique à cycle fermé (3).
  8. 8. Machine thermique aéronautique (100) selon l'une quelconque des revendications 6 à 7, caractérisée en ce qu'elle comprend un récepteur de puissance (8, 16) relié mécaniquement au vilebrequin (34), le récepteur de puissance (8, 16) comprenant de préférence, soit un récepteur d'énergie mécanique (8) d'un groupeauxiliaire de puissance pour aéronef, soit un récepteur (8) d'un système propulsif pour aéronef.
  9. 9. Machine thermique aéronautique (100) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le récepteur de puissance (8, 16) comprend un générateur (8) électrique et/ou pneumatique pour groupe auxiliaire de puissance pour aéronef.
  10. 10. Machine thermique aéronautique (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le dispositif auxiliaire de démarrage (120) comprend une vanne (2) de libération du fluide sous pression en provenance de la réserve (1) et un système de commande (6), le système de commande (6) étant configuré pour piloter l'ouverture de la vanne (2).
  11. 11. Machine thermique aéronautique (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la réserve (1) contient un produit inerte, notamment du dioxyde de carbone ou un produit comprenant moins de 5% en masse de dioxygène, ou la réserve (1) contient un comburant et/ou un combustible tel qu'un ergol ou un propergol.20
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU194761U1 (ru) * 2019-09-02 2019-12-23 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Система экстренного пуска дизельного двигателя транспортного средства

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104832346B (zh) * 2015-05-12 2016-11-23 广西玉柴机器股份有限公司 一种电控发动机的高原冷启动的辅助装置
US10968825B2 (en) * 2018-04-19 2021-04-06 The Boeing Company Flow multiplier systems for aircraft
CN108730094A (zh) * 2018-06-28 2018-11-02 潍柴动力股份有限公司 一种在高原低温环境下的辅助起动控制系统及方法
CN115421543B (zh) * 2022-11-02 2023-05-16 北京宇航系统工程研究所 一种低温贮箱压力控制方法及系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2842937A (en) * 1955-09-01 1958-07-15 Gen Electric Aircraft engine cartridge starter control system
FR2399552A1 (fr) * 1977-08-06 1979-03-02 Mtu Friedrichshafen Gmbh Dispositif de generation d'un courant d'air auxiliaire, notamment pour le demarrage d'un moteur diesel
FR2901846A1 (fr) * 2006-06-01 2007-12-07 Peugeot Citroen Automobiles Sa Moteur a combustion interne equipe de moyens d'alimentation en air d'appoint et procede d'actionnement du moteur
EP2385230A2 (fr) * 2010-05-06 2011-11-09 Honeywell International, Inc. Système de turbochargeur assisté par air comprimé pour moteur à combustion interne
WO2013069675A1 (fr) * 2011-11-07 2013-05-16 いすゞ自動車株式会社 Dispositif d'assistance à l'accélération au démarrage

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2921431A (en) * 1955-11-01 1960-01-19 Thompson Prod Inc Engine turbosupercharger system
JPS58146036U (ja) * 1982-03-26 1983-10-01 株式会社小松製作所 エンジンの２段過給装置
GB9417338D0 (en) * 1994-08-25 1994-10-19 Randle James N Internal combustion engine
DE10005490A1 (de) * 2000-02-08 2001-08-16 Bosch Gmbh Robert Heizanlage
DE10139526A1 (de) * 2001-08-10 2003-02-20 Daimler Chrysler Ag Kraftfahrzeug
FR2854652B1 (fr) * 2003-05-09 2007-03-23 Renault Sa Moteur a combustion interne comportant des moyens pour ameliorer le rendement d'un turbocompresseur
JP5530117B2 (ja) * 2009-03-31 2014-06-25 川崎重工業株式会社 過給機付内燃機関の排気再循環システム

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2842937A (en) * 1955-09-01 1958-07-15 Gen Electric Aircraft engine cartridge starter control system
FR2399552A1 (fr) * 1977-08-06 1979-03-02 Mtu Friedrichshafen Gmbh Dispositif de generation d'un courant d'air auxiliaire, notamment pour le demarrage d'un moteur diesel
FR2901846A1 (fr) * 2006-06-01 2007-12-07 Peugeot Citroen Automobiles Sa Moteur a combustion interne equipe de moyens d'alimentation en air d'appoint et procede d'actionnement du moteur
EP2385230A2 (fr) * 2010-05-06 2011-11-09 Honeywell International, Inc. Système de turbochargeur assisté par air comprimé pour moteur à combustion interne
WO2013069675A1 (fr) * 2011-11-07 2013-05-16 いすゞ自動車株式会社 Dispositif d'assistance à l'accélération au démarrage

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU194761U1 (ru) * 2019-09-02 2019-12-23 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Система экстренного пуска дизельного двигателя транспортного средства

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