FR3036736A1

FR3036736A1 - AIRCRAFT TURBOMACHINE

Info

Publication number: FR3036736A1
Application number: FR1554685A
Authority: FR
Inventors: Tewfik Boudebiza; Nicolas Aussedat; Gilles Alain Charier; Lambert Olivier Marie Demoulin; Nicolas Claude Parmentier; Pierre-Alain Jean Philippe Reigner; Baptiste Jean-Marie Renault; Nicolas Jerome Jean Tantot
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2015-05-26
Filing date: 2015-05-26
Publication date: 2016-12-02
Anticipated expiration: 2035-05-26
Also published as: FR3036736B1

Abstract

Turbomachine (10) d'aéronef, comportant un moteur (12), au moins une première conduite (30) d'entrée d'un premier flux de gaz dans ledit moteur, et au moins une seconde conduite (34) de sortie d'un second flux de gaz dudit moteur, ledit second flux étant destiné à être plus chaud que ledit premier flux, la turbomachine comprenant en outre des moyens de génération d'énergie électrique, caractérisée en ce que lesdits moyens de génération comprennent un premier échangeur de chaleur (50) situé dans ou sur la seconde conduite et comportant un circuit de vaporisation, dont une entrée de fluide est reliée à un système comportant au moins une pompe (48) et un réservoir de fluide (46) et dont une sortie de fluide est reliée à une entrée de fluide d'une turbine (44) entraînant un rotor, lui-même relié à un générateur électrique, et un second échangeur de chaleur (42) situé dans ou sur la première conduite et comportant un circuit de condensation, dont une entrée de gaz est reliée à une sortie de gaz de la turbine et une sortie de liquide est reliée audit système.An aircraft turbomachine (10) comprising a motor (12), at least a first conduit (30) for inputting a first gas flow into said engine, and at least a second conduit (34) for outputting a second gas flow of said engine, said second flow being intended to be hotter than said first flow, the turbomachine further comprising means for generating electrical energy, characterized in that said generating means comprise a first heat exchanger (50) located in or on the second conduit and having a vaporization circuit, a fluid inlet of which is connected to a system having at least one pump (48) and a fluid reservoir (46) and a fluid outlet of which is connected to a fluid inlet of a turbine (44) driving a rotor, itself connected to an electric generator, and a second heat exchanger (42) located in or on the first pipe and having a condensation circuit, of which an entr gas e is connected to a gas outlet of the turbine and a liquid outlet connected to said system.

Description

1 Turbomachine d'aéronef DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne une turbomachine d'aéronef.FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to an aircraft turbomachine.

ETAT DE L'ART Une turbomachine d'aéronef comprend classiquement un moteur ou générateur de gaz comportant d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz dans la turbomachine, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, au moins une turbine. Le moteur est alimenté en air par une manche d'entrée d'air et une tuyère permet d'évacuer les gaz de combustion sortant de la turbine du moteur. Dans le cas d'une turbomachine à double corps, son moteur comprend un compresseur et une turbine basse pression (BP) dont les rotors sont reliés ensemble par un arbre BP et forment avec cet arbre un corps BP, et un compresseur et une turbine haute pression (HP) dont les rotors sont reliés ensemble par un arbre HP et forment avec cet arbre un corps HP. Dans le cas d'une turbomachine à soufflante, une hélice de soufflante est montée dans la manche d'entrée d'air (et est donc carénée) et est entraînée par l'arbre BP, soit de manière directe soit de manière indirecte via une boite d'engrenages formant réducteur. Dans le cas d'un turbopropulseur, une hélice externe non carénée est entraînée par l'arbre BP, par l'intermédiaire d'une boîte d'engrenages formant réducteur. En général, l'entrée de l'air dans un moteur de turbopropulseur se fait par l'avant et la sortie des gaz de combustion se fait par l'arrière. On connaît toutefois un turbopropulseur du type inversé, dans lequel l'entrée de l'air se fait par l'arrière et la sortie des gaz de combustion se fait par l'avant. ENP est l'acronyme de « Energies Non Propulsives » et englobe tous les postes de génération d'énergies sur un moteur de turbomachine, qui ne participent pas à la poussée. Trois sources d'énergies générées par un moteur peuvent être utilisées pour les ENP : mécanique, 3036736 2 pneumatique (air comprimé chaud), et thermique (chaleur résultant du fonctionnement du moteur). Deux sources d'energies sont traditionnellement utilisées en terme de recupération d'énergies non propulsives pour pouvoir alimenter des 5 fonctions auxilaires sur une turbomachine ou sur un avion : énergie mécanique par prélèvement via une chaîne mécanique, et énergie pneumatique par prélèvement d'air notamment des compresseurs. Le prélevement mécanique peut être utilisé pour l'entraînement d'un générateur électrique et la production d'énergie électrique à destination de 10 l'avion par exemple. Du fait de l'augmentation constante de l'utilisation de l'électricité dans les chaînes énergétiques avions, le besoin en énergie électrique est de plus en plus important et le prélèvement mécanique pourrait ne pas suffire pour produire suffisamment d'énergie électrique. La présente invention apporte une solution simple, efficace et 15 économique à ce besoin. EXPOSE DE L'INVENTION L'invention propose à cet effet une turbomachine d'aéronef, comportant un moteur, au moins une première conduite d'entrée d'un premier flux de gaz dans ledit moteur, et au moins une seconde conduite 20 de sortie d'un second flux de gaz dudit moteur, ledit second flux étant destiné à être plus chaud que ledit premier flux, la turbomachine comprenant en outre des moyens de génération d'énergie électrique, caractérisée en ce que lesdits moyens de génération comprennent : - un premier échangeur de chaleur situé dans ou sur la seconde conduite et 25 comportant un circuit de vaporisation, dont une entrée de fluide, de préférence de liquide, est reliée à un système comportant au moins une pompe et un réservoir de fluide, de préférence de liquide, et dont une sortie de fluide, de préférence de gaz, est reliée à une entrée de fluide, de préférence de gaz, d'une turbine entraînant un rotor, lui-même relié à un 30 générateur électrique, 3036736 3 - un second échangeur de chaleur situé dans ou sur la première conduite et comportant un circuit de condensation, dont une entrée de fluide est reliée à une sortie de fluide de la turbine et une sortie de fluide est reliée audit système.STATE OF THE ART An aircraft turbomachine conventionally comprises a motor or gas generator comprising, upstream to downstream, in the direction of flow of the gases in the turbomachine, at least one compressor, an annular combustion chamber, at least one a turbine. The engine is supplied with air by an air intake sleeve and a nozzle makes it possible to evacuate the combustion gases leaving the engine turbine. In the case of a twin-engine turbomachine, its engine comprises a compressor and a low pressure turbine (LP) whose rotors are connected together by a LP shaft and form with this shaft a BP body, and a compressor and a high turbine pressure (HP) whose rotors are connected together by an HP shaft and form with this shaft an HP body. In the case of a blower turbine engine, a fan propeller is mounted in the air inlet duct (and is therefore faired) and is driven by the LP shaft, either directly or indirectly via a Gearbox forming gearbox. In the case of a turboprop, a non-faired external propeller is driven by the LP shaft via a reduction gearbox. In general, the entry of air into a turboprop engine is through the front and the exit of the combustion gases is from the rear. However, an inverted type turboprop engine is known, in which the air inlet is via the rear and the outlet of the combustion gases is from the front. ENP is the acronym for "Non-Propulsive Energies" and includes all energy generating stations on a turbomachine engine, which do not participate in the thrust. Three sources of energy generated by an engine can be used for the ENP: mechanical, 3036736 2 pneumatic (hot compressed air), and thermal (heat resulting from the operation of the engine). Two energy sources are traditionally used in terms of recovery of non-propulsive energies to be able to supply auxiliary functions on a turbomachine or on an aircraft: mechanical energy by sampling via a mechanical chain, and pneumatic energy by air sampling in particular compressors. Mechanical sampling can be used for driving an electric generator and producing electrical energy for the aircraft for example. Due to the constant increase in the use of electricity in aircraft energy chains, the need for electrical energy is becoming increasingly important and mechanical sampling may not be sufficient to produce enough electrical energy. The present invention provides a simple, effective and economical solution to this need. SUMMARY OF THE INVENTION The invention proposes for this purpose an aircraft turbomachine, comprising a motor, at least a first inlet duct of a first gas flow in said engine, and at least a second outlet duct 20. a second flow of gas of said engine, said second flow being intended to be hotter than said first flow, the turbomachine further comprising means for generating electrical energy, characterized in that said generating means comprise: - a first heat exchanger located in or on the second pipe and having a vaporization circuit, of which a fluid inlet, preferably liquid, is connected to a system comprising at least one pump and a reservoir of fluid, preferably of liquid , and a fluid outlet, preferably gas, is connected to a fluid inlet, preferably gas, a turbine driving a rotor, itself connected to an electric generator e, 3036736 3 - a second heat exchanger located in or on the first pipe and comprising a condensation circuit, a fluid inlet of which is connected to a fluid outlet of the turbine and a fluid outlet is connected to said system.

5 La présente invention propose ainsi de mettre en oeuvre un cycle de Rankine pour transformer en énergie électrique de l'énergie thermique produite par la turbomachine et non valorisée dans le type de cycle actuellement utilisé (cycle de Brayton), et ainsi augmenter le rendement énergétique de la turbomachine. Le cycle de Rankine est un cycle 10 endoréversible, c'est-à-dire que les seules irréversibilités proviennent des échanges, ici de chaleur, avec l'extérieur. Le cycle est composé des quatre transformations suivantes et met donc en jeu des changements de phase d'un fluide : - compression adiabatique et réversible (isentropique), au moyen de la 15 pompe du système, qui met en pression le fluide sous forme liquide, - vaporisation isobare et irréversible, au moyen du premier échangeur, qui permet de transformer le fluide en gaz par chauffage, - détente adiabatique et réversible (isentropique), au moyen de la turbine, - et liquéfaction isobare et irréversible, au moyen du second échangeur, qui 20 permet de transformer le gaz en liquide par refroidissement. Le fluide utilisé dans la présente invention peut être tout fluide apte à passer d'un état liquide à un état gazeux, et inversement, dans la gamme de température disponible dans une turbomachine. Il peut s'agir d'eau ou d'un autre fluide caloporteur, tel que R-245 fa (pentafluoropropane).The present invention thus proposes to use a Rankine cycle to transform the thermal energy produced by the turbine engine into electrical energy and not used in the type of cycle currently used (Brayton cycle), and thus to increase the energy efficiency. of the turbomachine. The Rankine cycle is an endo-reversible cycle, that is to say that the only irreversibilities come from exchanges, here of heat, with the outside. The cycle is composed of the following four transformations and therefore involves phase changes of a fluid: adiabatic and reversible compression (isentropic), by means of the pump of the system, which pressurizes the fluid in liquid form, - Isobaric and irreversible vaporization, by means of the first exchanger, which makes it possible to transform the fluid into gas by heating, - adiabatic and reversible (isentropic) expansion, by means of the turbine, - and isobaric and irreversible liquefaction, by means of the second exchanger which makes it possible to transform the gas into liquid by cooling. The fluid used in the present invention may be any fluid capable of passing from a liquid state to a gaseous state, and vice versa, within the temperature range available in a turbomachine. It may be water or another heat transfer fluid, such as R-245 fa (pentafluoropropane).

25 La turbomachine selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - ledit premier échangeur comprend une surface d'échange thermique destinée à être balayée par ledit second flux ou à être accolée à une paroi 30 balayée par ledit second flux, 3036736 4 - ledit second échangeur comprend une surface d'échange thermique destinée à être balayée par ledit premier flux ou à être accolée à une paroi balayée par ledit premier flux, - ladite première conduite est une manche d'entrée d'air, 5 - ladite seconde conduite est une tuyère d'échappement de gaz de combustion ; environ 30% de l'énergie thermique libérée à la combustion est dissipée sous forme de chaleur via l'échappement des gaz. Les gaz d'échappement ont donc une haute température et la tuyère d'échappement a également une température élevée, sans pour autant que 10 cette température contribue à la génération de poussée. Le premier échangeur permet de vaporiser un fluide caloporteur grâce à ces températures élevées. Le fluide vaporisé alimente la turbine afin de récupérer un travail mécanique pour l'entraînement du générateur électrique et la génération d'énergie électrique, par exemple à destination 15 d'un circuit de dégivrage d'une aile d'avion, - ladite tuyère est située à une extrémité amont de la turbomachine, - cette turbomachine étant un turbopropulseur ; l'invention est en effet particulièrement avantageuse pour un turbopropulseur du fait de la faible participation d'un flux primaire (destiné à alimenter le moteur), qui s'écoule 20 dans le moteur, à la poussée moteur ; en effet, les pertes de pression totale probablement induites par la réalisation de l'invention dans la tuyère d'échappement ne pénalisent que ce flux primaire, contributeur mineur à la poussée globale fournie par le moteur ; de la chaleur peut donc être récupérée dans le flux primaire (qui comporte les premier et second flux 25 précités) ; dans le cas d'un turbopropulseur du type inversé, la manche d'entrée d'air a une dimension longitudinale importante ce qui est bénéfique pour l'invention car cela permet d'améliorer le temps de séjour dans la manche d'entrée d'air et donc les conditions générant la condensation du fluide caloporteur, 30 - ledit premier échangeur a une forme allongée et a un axe d'allongement sensiblement parallèle à un axe longitudinal de la turbomachine ; cette 3036736 5 forme allongée permet d'optimiser la surface d'échange thermique avec le flux précité, qui est destiné à s'écouler dans la seconde conduite le long de l'axe longitudinal de la turbomachine, - ledit second échangeur a une forme allongée et a un axe d'allongement 5 sensiblement perpendiculaire à un axe longitudinal de la turbomachine ; les échangeurs ont avantageusement une forme adaptée à l'architecture de la turbomachine de façon à optimiser les surfaces d'échanges et l'encombrement, et - ladite pompe est montée sur une boîte d'engrenages de la turbomachine, 10 et en particulier un réducteur d'entraînement d'une hélice de propulsion de la turbomachine ; et- le positionnement de la pompe permet de prélever la puissance directement et simplement sur le réducteur. La présente invention concerne encore un procédé de génération d'énergie électrique lors du fonctionnement d'une turbomachine, 15 caractérisé en ce qu'il comprend une étape de prélèvement d'énergie thermique sur la turbomachine, et une étape de transformation de ladite énergie thermique en énergie électrique en utilisant notamment un cycle de Rankine. DESCRIPTION DES FIGURES 20 L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un turbopropulseur 25 inversé, selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 2 est une vue schématique en perspective partielle du turbopropulseur de la figure 1, - les figures 3 et 4 sont des vues très schématiques de variantes de réalisation des moyens de génération d'énergie électrique selon l'invention.The turbomachine according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from one another or in combination with each other: said first heat exchanger comprises a heat exchange surface intended to be swept by said second flow; or to be contiguous to a wall 30 swept by said second flow, - said second exchanger comprises a heat exchange surface intended to be swept by said first flow or to be contiguous to a wall swept by said first flow, - said first conduit is an air inlet sleeve; said second conduit is a combustion gas exhaust nozzle; about 30% of the thermal energy released on combustion is dissipated as heat through the exhaust gas. The exhaust gases therefore have a high temperature and the exhaust nozzle also has a high temperature, without this temperature contributing to the thrust generation. The first exchanger makes it possible to vaporize a heat transfer fluid thanks to these high temperatures. The vaporized fluid feeds the turbine in order to recover a mechanical work for the drive of the electric generator and the generation of electrical energy, for example intended for a de-icing circuit of an aircraft wing, said nozzle being located at an upstream end of the turbomachine, - this turbomachine being a turboprop; the invention is indeed particularly advantageous for a turboprop because of the low participation of a primary flow (intended to supply the engine), which flows into the engine, the engine thrust; indeed, the total pressure losses probably induced by the embodiment of the invention in the exhaust nozzle penalize only this primary flow, minor contributor to the overall thrust provided by the engine; heat can thus be recovered in the primary stream (which includes the first and second streams 25 mentioned above); in the case of an inverted type turboprop engine, the air inlet sleeve has a large longitudinal dimension which is beneficial for the invention since it makes it possible to improve the residence time in the inlet sleeve of air and therefore the conditions generating the condensation of the coolant, - said first exchanger has an elongate shape and has an axis of elongation substantially parallel to a longitudinal axis of the turbomachine; this elongated shape makes it possible to optimize the heat exchange surface with the aforementioned flow, which is intended to flow in the second pipe along the longitudinal axis of the turbomachine, - said second heat exchanger has an elongated shape and has an axis of elongation substantially perpendicular to a longitudinal axis of the turbomachine; the exchangers advantageously have a shape adapted to the architecture of the turbomachine so as to optimize the exchange surfaces and the bulk, and - said pump is mounted on a gearbox of the turbomachine, and in particular a gearbox driving a propeller for propelling the turbomachine; and - the positioning of the pump makes it possible to take the power directly and simply on the gearbox. The present invention also relates to a method for generating electrical energy during the operation of a turbomachine, characterized in that it comprises a step of taking heat energy from the turbomachine, and a step of transforming said thermal energy. in electrical energy using in particular a Rankine cycle. DESCRIPTION OF THE FIGURES The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the invention will emerge more clearly on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 is a schematic perspective view of an inverted turboprop, according to one embodiment of the invention; FIG. 2 is a schematic partial perspective view of the turboprop of FIG. 1; FIGS. 4 are very schematic views of alternative embodiments of the electric power generation means according to the invention.

30 DESCRIPTION DETAILLEE 3036736 6 On se réfère tout d'abord aux figures 1 et 2 qui représentent un turbopropulseur 10 d'aéronef, ici du type inversé. Le turbopropulseur 10 comporte de façon classique un moteur 12 d'axe longitudinal A et comportant un compresseur basse pression 14, un 5 compresseur haute pression 16, une chambre annulaire de combustion 18, et au moins une turbine, ici haute pression, 20. L'axe A correspond à l'axe de rotation des rotors du moteur 12 et en particulier des compresseurs 14, 16 et de la turbine 20. Le rotor du compresseur basse pression 14 forme un corps basse 10 pression ou BP, et est relié à un arbre basse pression ou BP centré sur l'axe A. Les rotors du compresseur haute pression 16 et de la turbine haute pression 20 forment un corps haute pression ou HP, et sont reliés l'un à l'autre par un arbre haute pression ou HP centré sur l'axe A. Le turbopropulseur 10 comporte par ailleurs, à l'avant du moteur 12, 15 une boîte d'engrenages 24 dont un arbre d'entrée est entraîné par l'arbre BP du moteur et dont un arbre de sortie entraîne une hélice externe 26 du turbopropulseur. La boîte d'engrenages 24 est connue sous le nom de PGB, qui est l'acronyme de Power Gear Box. Le compresseur basse pression 14 est alimenté en air par un carter 20 28 d'entrée d'air qui est lui-même relié à une manche 30 d'entrée d'air. La turbine 20 est reliée à un carter 32 d'échappement des gaz de combustion, qui est lui-même relié à une tuyère d'échappement 34. Le turbopropulseur 10 est inversé, le compresseur basse pression 20 étant situé à l'arrière du moteur et la turbine 20 étant située à l'avant du 25 moteur, c'est-à-dire du côté de la boîte 24 et de l'hélice 26. Ceci est avantageux notamment par le fait que l'arbre BP est relié directement à la boîte 24, sans traverser le corps HP La tuyère 34 est disposée sur un côté du moteur (par exemple à 3h ou 9h, par analogie avec le cadran d'une horloge). Elle comprend un orifice 30 d'entrée de gaz débouchant dans le carter 32 et un orifice 36 de sortie de gaz débouchant sur un côté du turbopropulseur, au voisinage de son 3036736 7 extrémité avant. La tuyère 34 a en section une forme parallélépipédique allongée dans une direction sensiblement perpendiculaire à l'axe A, ici sensiblement verticale. La tuyère définit une conduite de passage d'un flux de gaz 40, appelé second flux de gaz ou flux chaud.DETAILED DESCRIPTION 3036736 6 Reference is first made to FIGS. 1 and 2 which show an aircraft turboprop, here of the inverted type. The turboprop engine 10 conventionally comprises a motor 12 having a longitudinal axis A and comprising a low-pressure compressor 14, a high-pressure compressor 16, an annular combustion chamber 18, and at least one turbine, at high pressure, here. A-axis corresponds to the axis of rotation of the rotors of the motor 12 and in particular the compressors 14, 16 and the turbine 20. The rotor of the low-pressure compressor 14 forms a low-pressure body or BP, and is connected to a low pressure shaft or BP centered on the axis A. The rotors of the high pressure compressor 16 and the high pressure turbine 20 form a high pressure body or HP, and are connected to each other by a high pressure shaft or HP centered on the axis A. The turboprop 10 further comprises, at the front of the engine 12, 15 a gearbox 24, an input shaft is driven by the LP shaft of the engine and a shaft of output drives an external propeller 26 of the turboprop. Gearbox 24 is known as PGB, which stands for Power Gear Box. The low pressure compressor 14 is supplied with air through an air inlet casing 28 which is itself connected to an air inlet sleeve. The turbine 20 is connected to a casing 32 for exhausting the combustion gases, which is itself connected to an exhaust nozzle 34. The turboprop 10 is reversed, the low-pressure compressor 20 being located at the rear of the engine and the turbine 20 being located at the front of the engine, that is to say the side of the box 24 and the propeller 26. This is advantageous in particular because the BP shaft is connected directly to the box 24, without passing through the HP body The nozzle 34 is disposed on one side of the engine (for example at 3 o'clock or 9 o'clock, by analogy with the dial of a clock). It comprises a gas inlet port 30 opening into the casing 32 and a gas outlet opening 36 opening on one side of the turboprop, in the vicinity of its front end. The nozzle 34 has in section a parallelepipedal shape elongate in a direction substantially perpendicular to the axis A, here substantially vertical. The nozzle defines a conduit for the passage of a gas flow 40, called a second gas flow or hot flow.

5 La manche d'entrée d'air 30 est disposée sous le moteur (à 6h). Elle a une forme allongée, son axe d'allongement étant sensiblement parallèle à l'axe A. Elle s'étend sur sensiblement toute la dimension longitudinale du moteur et comprend un orifice d'entrée d'air située à l'avant du turbopropulseur et un orifice de sortie d'air débouchant dans le carter 28 10 d'entrée d'air. La manche 30 a en section une forme parallélépipédique allongée dans une direction sensiblement perpendiculaire à l'axe A, ici sensiblement horizontale. La manche définit une conduite de passage d'un flux de gaz 38, appelé premier flux de gaz ou flux froid. Le flux primaire qui alimente le moteur comprend le flux froid 38 qui 15 pénètre et s'écoule dans la manche 30, et le flux chaud 40 qui s'écoule dans la tuyère 34 et en sort (figure 2). L'invention propose de prélever de l'énergie thermique sur le turbopropulseur 10, et en particulier sur la manche 30 et la tuyère 34, et de la transformer en énergie électrique en utilisant notamment un cycle de 20 Rankine. Dans l'exemple de réalisation de l'invention représenté dans les dessins, la manche 30 d'entrée d'air est équipée d'un second échangeur thermique 42, qui a ici une forme générale plane et allongée. Ce second échangeur 42 peut se présenter sous la forme d'une plaque rapportée sur 25 une paroi, ici inférieure, de la manche 30 d'entrée d'air. En variante, la plaque pourrait directement remplacer une paroi de la manche et être destinée à être balayée par le flux d'air froid 38. Le second échangeur 42 comprend un circuit de fluide, dont une entrée 42a de fluide, et en particulier de gaz, est reliée à une sortie de gaz 30 d'une turbine 44, et une sortie 42b de fluide, et en particulier de liquide, est reliée à un système comportant un réservoir de fluide 46 et une pompe 48.The air inlet sleeve 30 is disposed under the engine (at 6 o'clock). It has an elongated shape, its axis of elongation being substantially parallel to the axis A. It extends over substantially the entire longitudinal dimension of the engine and comprises an air inlet orifice located at the front of the turboprop and an air outlet opening opening into the casing 28 10 of air inlet. The sleeve 30 has in section a parallelepipedal shape elongated in a direction substantially perpendicular to the axis A, here substantially horizontal. The sleeve defines a conduit for the passage of a gas flow 38, called the first flow of gas or cold flow. The primary flow that feeds the engine includes the cold flow 38 that enters and flows into the sleeve 30, and the hot flow 40 that flows into and out of the nozzle 34 (FIG. 2). The invention proposes to take thermal energy on the turboprop 10, and in particular on the sleeve 30 and the nozzle 34, and transform it into electrical energy using in particular a Rankine cycle. In the exemplary embodiment of the invention shown in the drawings, the air intake sleeve 30 is equipped with a second heat exchanger 42, which here has a generally flat and elongated shape. This second exchanger 42 may be in the form of a plate attached to a wall, here below, of the air inlet sleeve 30. Alternatively, the plate could directly replace a wall of the sleeve and be intended to be swept by the cold air flow 38. The second exchanger 42 comprises a fluid circuit, including a fluid inlet 42a, and in particular gas , is connected to a gas outlet 30 of a turbine 44, and an outlet 42b of fluid, and in particular of liquid, is connected to a system comprising a fluid reservoir 46 and a pump 48.

3036736 8 La tuyère 34 est également équipée d'un premier échangeur thermique 50, qui a ici une forme générale plane et allongée. Ce premier échangeur 50 peut se présenter sous la forme d'une plaque rapportée sur une paroi, ici latérale ou arrière, de la tuyère 34. En variante, la plaque 5 pourrait directement remplacer une paroi de la tuyère et être destinée à être balayée par le flux d'air chaud 40. Le premier échangeur 50 comprend un circuit de fluide, dont une entrée 50a de fluide, et en particulier de liquide, est reliée à une sortie de liquide du système comportant le réservoir 46 et la pompe 48, et une sortie 10 50b de fluide, et en particulier de gaz, est reliée à une entrée de gaz de la turbine 44. Le réservoir 46 est ici monté sur un côté du turbopropulseur 10 (à 3h ou 9h), au voisinage des compresseurs 14, 16. La pompe 48 est montée sur la boîte 24 et comprend un rotor entraîné par les engrenages de cette 15 boîte 24. La turbine 44 est montée sur le dessus du turbopropulseur (à 12h) et s'étend parallèlement à l'axe A. Il s'agit d'une turbine à gaz dont le rotor est relié à un rotor d'un générateur électrique 52 pour la génération d'électricité (flèche 54). La turbine 44 et le générateur 52 sont situés dans une zone 20 relativement froide du turbopropulseur, et ne sont donc pas trop contraints thermiquement en fonctionnement. Le schéma de la figure 3 représente les moyens de génération d'énergie électrique utilisant notamment le cycle de Rankine. Le réservoir 46 comprend un fluide caloporteur, sous forme liquide. La pompe 48 25 permet d'alimenter le circuit du premier échangeur 50, monté sur la tuyère 34. Ce premier échangeur 50 a une fonction de vaporisation du fluide sous pression et assure donc son passage de la phase liquide à la phase gazeuse. Ceci est rendu possible par chauffage du liquide, l'énergie calorifique étant apportée par le flux de gaz chaud 40 s'écoulant dans la 30 tuyère 34 et/ou par la tuyère elle-même chauffée par ces gaz. Le fluide vaporisé pénètre dans la turbine à gaz 44 et y est détendu pour entraîner le 3036736 9 rotor du générateur électrique et produire de l'électricité (flèche 54). A la sortie de la turbine 44, le gaz passe dans le circuit du second échangeur 42 monté sur la manche 30. Ce second échangeur 42 a une fonction de condensation des gaz et assure donc son passage de la phase gazeuse à 5 la phase liquide. Ceci est rendu possible par refroidissement des gaz, l'énergie calorifique étant évacuée par le flux d'air froid 38 s'écoulant dans la manche 30 et/ou par la manche elle-même refroidie par ce flux. Le fluide à l'état liquide est alors réinjecté dans le réservoir 46. La figure 4 montre une variante de réalisation des moyens de 10 génération électrique dans laquelle un troisième échangeur 60 est utilisé. Le réservoir 46 comprend un fluide caloporteur, sous forme liquide. La pompe 48 permet d'alimenter un premier circuit de l'échangeur 60. Cet échangeur a une fonction de pré-refroidissement, le fluide sous pression provenant de la pompe 48 étant relativement froid et permettant de refroidir 15 les gaz sortant de la turbine, qui circulent dans un second circuit de l'échangeur 60. La sortie de fluide du premier circuit de l'échangeur 60 est reliée à l'entrée de fluide du circuit du premier échangeur 50 de vaporisation du fluide. Ceci est rendu possible par chauffage du liquide, l'énergie calorifique étant apportée par le flux de gaz chaud 40 s'écoulant 20 dans la tuyère 34 et/ou par la tuyère elle-même chauffée par ces gaz. Le fluide vaporisé pénètre dans la turbine à gaz 44 et y est détendu pour entraîner le rotor du générateur électrique et produire de l'électricité (flèche 54). A la sortie de la turbine 44, le gaz passe dans le second circuit de l'échangeur 60 de condensation des gaz. Ceci est rendu possible par 25 refroidissement des gaz, l'énergie calorifique étant évacuée par le flux d'air froid 38 s'écoulant dans la manche 30 et/ou par la manche elle-même refroidie par ce flux. Le fluide à l'état liquide est alors réinjecté dans le réservoir 46. Le principe de l'ajout du troisième échangeur 60, qui fonctionne 30 comme pré-refroidisseur, est de permettre un transfert thermique du fluide caloporteur sous forme de vapeur en sortie de la turbine 44 vers le fluide 3036736 10 caloporteur sous forme liquide en amont du premier échangeur 50. Ce transfert a deux buts : de refroidir la vapeur en sortie de la turbine 44 de manière à réduire le besoin de refroidissement ultérieur dans le second échangeur 42 (en effet, cette étape contribue à réchauffer l'air dans la 5 manche d'entrée du générateur de gaz, ce qui pourrait induire une petite pénalité en termes de performance sur ce dernier, l'air qu'il reçoit étant plus chaud que l'air ambiant), et à même puissance récupérée sur la turbine 44, de réduire le besoin de prélever de la puissance dans le premier échangeur 50 par échange avec le flux primaire (gaz de combustion).The nozzle 34 is also equipped with a first heat exchanger 50, which here has a generally flat and elongated shape. This first exchanger 50 may be in the form of a plate attached to a wall, here lateral or rear, of the nozzle 34. In a variant, the plate 5 could directly replace a wall of the nozzle and be intended to be swept by the hot air flow 40. The first exchanger 50 comprises a fluid circuit, of which a fluid inlet 50a, and in particular liquid, is connected to a liquid outlet of the system comprising the reservoir 46 and the pump 48, and an outlet 50b of fluid, and in particular gas, is connected to a gas inlet of the turbine 44. The tank 46 is here mounted on one side of the turboprop 10 (at 3 o'clock or 9 o'clock), in the vicinity of the compressors 14, 16. The pump 48 is mounted on the box 24 and comprises a rotor driven by the gears of this box 24. The turbine 44 is mounted on the top of the turboprop (at 12 o'clock) and extends parallel to the axis A. This is a gas turbine whose rotor is connected to a rotor of an electric generator 52 for the generation of electricity (arrow 54). The turbine 44 and the generator 52 are located in a relatively cold zone 20 of the turboprop, and are therefore not too much thermally constrained in operation. The diagram of FIG. 3 represents the means of generating electrical energy using in particular the Rankine cycle. The reservoir 46 comprises a heat transfer fluid, in liquid form. The pump 48 25 is used to feed the circuit of the first exchanger 50, mounted on the nozzle 34. This first exchanger 50 has a function of vaporization of the fluid under pressure and thus ensures its passage from the liquid phase to the gas phase. This is made possible by heating the liquid, the heat energy being provided by the flow of hot gas 40 flowing in the nozzle 34 and / or by the nozzle itself heated by these gases. The vaporized fluid enters the gas turbine 44 and is expanded therein to drive the rotor of the electric generator and generate electricity (arrow 54). At the outlet of the turbine 44, the gas passes into the circuit of the second exchanger 42 mounted on the sleeve 30. This second exchanger 42 has a function of condensing gases and thus ensures its passage from the gaseous phase to the liquid phase. This is made possible by cooling the gases, the heat energy being discharged by the cold air flow 38 flowing in the sleeve 30 and / or by the sleeve itself cooled by this flow. The fluid in the liquid state is then reinjected into the reservoir 46. FIG. 4 shows an alternative embodiment of the electrical generating means in which a third exchanger 60 is used. The reservoir 46 comprises a heat transfer fluid, in liquid form. The pump 48 makes it possible to feed a first circuit of the exchanger 60. This exchanger has a pre-cooling function, the pressurized fluid coming from the pump 48 being relatively cold and making it possible to cool the gases leaving the turbine, circulating in a second circuit of the exchanger 60. The fluid outlet of the first circuit of the exchanger 60 is connected to the fluid inlet of the circuit of the first exchanger 50 of vaporization of the fluid. This is made possible by heating the liquid, the heat energy being provided by the hot gas flow 40 flowing into the nozzle 34 and / or by the nozzle itself heated by these gases. The vaporized fluid enters the gas turbine 44 and is expanded therein to drive the rotor of the electric generator and generate electricity (arrow 54). At the outlet of the turbine 44, the gas passes into the second circuit of the exchanger 60 for condensing the gases. This is made possible by cooling the gases, the heat energy being discharged by the cold air flow 38 flowing in the sleeve 30 and / or by the sleeve itself cooled by this flow. The fluid in the liquid state is then reinjected into the reservoir 46. The principle of adding the third exchanger 60, which functions as a pre-cooler, is to allow a heat transfer of the heat transfer fluid in the form of steam at the outlet of the the turbine 44 to the coolant fluid 3036736 in liquid form upstream of the first exchanger 50. This transfer serves two purposes: to cool the steam at the outlet of the turbine 44 so as to reduce the need for subsequent cooling in the second exchanger 42 ( indeed, this step helps to heat the air in the inlet sleeve of the gas generator, which could induce a small penalty in terms of performance on the latter, the air it receives being warmer than the ambient air), and the same power recovered on the turbine 44, to reduce the need to take power in the first exchanger 50 by exchange with the primary flow (combustion gas).

10 L'invention permet d'introduire la notion de récupération d'énergie thermique, qui n'a jamais été vue sur un moteur aéronautique de série. Elle permet d'amener un apport énergétique supplémentaire et non utilisé auparavant (qui serait de toute façon perdu), ce qui améliore le bilan énergétique du moteur. 15The invention makes it possible to introduce the notion of thermal energy recovery, which has never been seen on a standard aeronautical engine. It allows to bring an additional energy supply and not used previously (which would be lost anyway), which improves the energy balance of the engine. 15

Claims

REVENDICATIONS1. An aircraft turbomachine (10) having a motor (12), at least a first conduit (30) for entering a first gas stream (38) into said engine, and at least a second conduit (34) for output of a second gas flow (40) of said engine, said second flow being intended to be hotter than said first flow, the turbomachine further comprising means for generating electrical energy, characterized in that said generating means comprise: - a first heat exchanger (50) located in or on the second pipe and having a vaporization circuit, a fluid inlet (50a) of which is connected to a system comprising at least one pump (48) and a reservoir of fluid (46) and a fluid outlet (50b) of which is connected to a fluid inlet of a turbine (44) driving a rotor, itself connected to an electric generator (52), - a second heat exchanger ( 42) in or on the first pipe and having a circuit e condensation, of which a fluid inlet (42a) is connected to a fluid outlet of the turbine and a fluid outlet (42b) is connected to said system.

The turbomachine (10) according to claim 1, wherein said first heat exchanger (50) comprises a heat exchange surface intended to be swept by said second flow or to be contiguous to a wall swept by said second flow, and said second exchanger (42) comprises a heat exchange surface intended to be swept by said first flow or to be contiguous to a wall swept by said first flow.

The turbomachine (10) according to claim 1 or 2, wherein said first conduit is an air intake shaft (30).

4. A turbomachine (10) according to the preceding claim, wherein said second pipe is a nozzle (34) exhaust gas combustion. 3036736 12

5. Turbomachine (10) according to the preceding claim, wherein said nozzle (34) is located at a front end of the turbomachine.

6. Turbomachine (10) according to one of the preceding claims, the turbomachine being a turboprop. 5

7. A turbomachine (10) according to one of the preceding claims, wherein said first exchanger (50) has an elongate shape and has an axis of elongation substantially parallel to a longitudinal axis (A) of the turbomachine.

8. A turbomachine (10) according to one of the preceding claims, 10 wherein said second exchanger (42) has an elongated shape and has an axis of elongation substantially perpendicular to a longitudinal axis (A) of the turbomachine.

9. A turbomachine (10) according to one of the preceding claims, wherein said pump (48) is mounted on a gearbox (24) of the turbomachine, and in particular a drive reducer of a propeller of propulsion (26) of the turbomachine.

10. A method of generating electrical energy during operation of a turbomachine (10), characterized in that it comprises a step of taking thermal energy from the turbomachine, and a step of transforming said thermal energy into electrical energy using in particular a Rankine cycle.