FR3092621A1 - Turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur en sortie de turbine - Google Patents

Turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur en sortie de turbine Download PDF

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Abstract

Turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur en sortie de turbine Turbomachine (1), comprenant :un compresseur basse pression (3) ; un compresseur haute pression (4) alimenté en air comprimé par le compresseur basse pression (3) ; une chambre de combustion (5) alimentée en air comprimé par le compresseur haute pression (4) ; une turbine haute pression (6) alimentée en gaz sortant de la chambre de combustion (5) et entraînant le compresseur haute pression (4) ; une turbine basse pression (7) alimentée en gaz par la turbine haute pression (6) et entraînant le compresseur basse pression (3) ; etun dispositif de transfert de chaleur (8) configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) à l’aide de gaz sortant de la turbine basse pression (7) ou de la turbine haute pression, dans laquelle la chambre de combustion (5) et le dispositif de transfert de chaleur (8) sont disposés radialement à l’extérieur du compresseur haute pression (4). Figure pour l’abrégé : Fig. 2.

Description

Turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur en sortie de turbine
Le présent exposé concerne une turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur en sortie de turbine.
La figure 1 représente, en demi-coupe selon un plan vertical passant par son axe principal A1-A1, une turbomachine 101 connue pourvue d’un récupérateur de chaleur.
La turbomachine 101 comprend, d’amont en aval selon la circulation du flux d’air, une soufflante 102, un compresseur basse pression 103 (également appelé « booster » en anglais), un compresseur haute pression 104, une chambre de combustion 105, une turbine haute pression 106, et une turbine basse pression 107. Ces différents éléments sont installés à l’intérieur d’une nacelle 120, de manière à obtenir un ensemble propulsif comprenant la nacelle 120 et la turbomachine 101.
En aval de la soufflante 102, le flux d’air est divisé en une première partie de flux d’air (aussi appelée flux primaire) F1 passant par le compresseur basse pression 103, et une deuxième partie de flux d’air (aussi appelée flux secondaire) F2 s’écoulant en dérivation autour du compresseur basse pression 103.
Le flux primaire F1 est séparé du flux primaire F2 par deux viroles, une virole interne 111 et une virole externe 112. En outre, le flux primaire F2 est guidé par la virole externe 112 et une virole de carter 114 disposée autour de la virole externe 112. Des aubes de redresseur 150 sont prévues entre la virole externe 112 et la virole de carter 114 afin de redresser le flux primaire F2.
Comme cela est connu, la soufflante 102 et le compresseur basse pression 103 sont entraînés par la turbine basse pression 107 via un arbre principal basse pression SL, tandis que le compresseur haute pression 104 est entraîné par la turbine haute pression 106 via un arbre principal haute pression SH. L’arbre principal basse pression SL s’étend typiquement à l’intérieur de l’arbre principal haute pression SH.
Comme mentionné ci-dessus, la turbomachine 101 est une turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur, c’est-à-dire qu’elle comprend en outre un échangeur de chaleur 108, aussi connu sous l’appellation « récupérateur de chaleur » ou plus simplement « récupérateur ». Comme illustré très schématiquement sur la figure 1, un tel échangeur de chaleur 108 est alimenté, via un conduit d’admission 108A, en air comprimé sortant du compresseur haute pression 104. Cet air comprimé est réchauffé au sein de l’échangeur de chaleur 108 par les gaz chauds sortant de la turbine basse pression 107, puis est renvoyé en direction de la chambre de combustion 105 via un conduit de retour 108B. La présence de l’échangeur de chaleur 108 a, en théorie, pour avantage de diminuer la consommation en carburant (et donc d’améliorer le rendement thermique) de la turbomachine 101, puisque l’air entrant dans la chambre de combustion 105 a déjà été préchauffé par les gaz chauds sortant de la turbine basse pression 107.
Cette architecture connue présente des inconvénients.
En effet, le compresseur basse pression 103, le compresseur haute pression 104, la chambre de combustion 105, la turbine haute pression 106, et la turbine basse pression 107 sont disposés axialement les uns derrière les autres, de sorte que le volume et la longueur totaux de la turbomachine 101 sont importants. Il en résulte que la surface extérieure globale de la nacelle 120 au contact de l’air extérieur (aussi connue sous l’appellation française « surface mouillée nacelle » ou sous l’appellation anglaise « wetted surface ») est importante. Or, plus la surface mouillée nacelle est importante, plus la traînée aérodynamique est importante. Cette traînée aérodynamique importante dégrade les performances de l’avion sur lequel est monté l’ensemble propulsif comprenant la turbomachine 101.
Par ailleurs, en pratique, il s’avère que le gain en consommation de carburant apporté par la présence du récupérateur de chaleur est annulé par les pertes de charge au sein du conduit d’admission 108A et du conduit de retour 108B, et par la masse supplémentaire de ces conduits et des éléments structurels nécessaires pour les maintenir en place. En outre, l’échangeur de chaleur 108 est disposé axialement derrière la turbine basse pression 107, ce qui augmente encore la surface mouillée nacelle et la masse de l’ensemble propulsif comprenant la turbomachine 101.
Il existe donc un réel besoin d’une turbomachine et d’un ensemble propulsif correspondant qui présentent une surface mouillée nacelle plus réduite et/ou une masse plus réduite et/ou un rendement amélioré.
Le présent exposé concerne une turbomachine, comprenant :
un compresseur basse pression ;
un compresseur haute pression alimenté en air comprimé par le compresseur basse pression ;
une chambre de combustion alimentée en air comprimé par le compresseur haute pression ;
une turbine haute pression alimentée en gaz sortant de la chambre de combustion et entraînant le compresseur haute pression ;
une turbine basse pression alimentée en gaz par la turbine haute pression et entraînant le compresseur basse pression ; et
un dispositif de transfert de chaleur configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression à l’aide de gaz sortant de la turbine basse pression ou de la turbine haute pression,
dans laquelle la chambre de combustion et le dispositif de transfert de chaleur sont disposés radialement à l’extérieur du compresseur haute pression.
La configuration ci-dessus permet de diminuer la longueur totale de la turbomachine et donc la surface mouillée nacelle ainsi que la masse d’un ensemble propulsif comprenant la turbomachine.
En outre, comme mentionné ci-dessus, le fait que l’air comprimé par le compresseur haute pression soit réchauffé par les gaz chauds sortant de la turbine basse pression ou de la turbine haute pression avant d’entrer dans la chambre de combustion permet de diminuer la consommation en carburant (et donc d’améliorer le rendement thermique) de la turbomachine. Toutefois, puisque la configuration ci-dessus permet de diminuer la longueur totale de la turbomachine, ce gain en consommation de carburant n’est pas annulé par une surface mouillée nacelle excessive, ni par la masse supplémentaire du dispositif de transfert de chaleur. D’autre part, le dispositif de transfert de chaleur peut être situé considérablement plus près du compresseur haute pression que dans l’architecture connue décrite ci-dessus, ce qui diminue considérablement les pertes de charge dues aux conduits acheminant l’air comprimé par le compresseur haute pression au dispositif de transfert de chaleur. Ainsi, contrairement à l’architecture connue décrite ci-dessus, le dispositif de transfert de chaleur procure à la turbomachine un gain net en consommation en carburant et en rendement. Ce gain net est particulièrement appréciable dans les applications aéronautiques, où les constructeurs et les opérateurs recherchent constamment des gains en consommation en carburant ainsi que le rapport puissance/masse le plus élevé possible.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif de transfert de chaleur est un échangeur de chaleur.
Un tel échangeur de chaleur présente l’avantage d’être une pièce dépourvue de parties mobiles, intrinsèquement robuste, et au coût de production modéré. Il présente en outre l’avantage d’être simple à entretenir, et à remplacer si nécessaire.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif de transfert de chaleur est annulaire et présente le même axe de révolution que la turbomachine.
Dans certains modes de réalisation, l’arbre principal haute pression permettant l’entraînement du compresseur haute pression par la turbine haute pression et l’arbre principal basse pression permettant l’entraînement du compresseur basse pression par la turbine basse pression sont contrarotatifs.
Ceci permet de ne pas disposer d’étage de redresseur entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression.
Dans certains modes de réalisation, l’arbre principal haute pression est disposé radialement à l’intérieur de l’arbre principal basse pression.
Dans certains modes de réalisation, l’arbre principal haute pression s’étend partiellement à l’intérieur de l’arbre principal basse pression.
Ceci diminue encore la longueur totale de la turbomachine et donc de l’ensemble propulsif.
Dans certains modes de réalisation, la chambre de combustion est située axialement en avant du dispositif de transfert de chaleur.
Dans certains modes de réalisation, le compresseur haute pression comprend un étage de compresseur centrifuge.
Dans certains modes de réalisation, l’étage de compresseur centrifuge est le dernier étage du compresseur haute pression.
De cette manière, l’étage de compresseur centrifuge effectue une dernière compression de l’air passant à travers le compresseur haute pression tout en imprimant à l’air comprimé le mouvement radial nécessaire pour l’envoyer vers le dispositif de transfert de chaleur. Ceci diminue les pertes de charge au sein de la turbomachine, et améliore donc encore son rendement. En outre, en sortie de l’étage de compresseur centrifuge, la vitesse d’écoulement de l’air est relativement faible, ce qui tend à encore diminuer les pertes de charge.
Dans certains modes de réalisation, l’entrée d’admission de l’air comprimé par le compresseur haute pression dans le dispositif de transfert de chaleur est située axialement en avant ou axialement au même niveau, de préférence axialement au même niveau, que le diffuseur de l’étage de compresseur centrifuge.
Dans certains modes de réalisation, l’étage de compresseur centrifuge comprend un diffuseur tournant qui est solidaire du rouet de l’étage de compresseur centrifuge, et l’entrée d’admission de l’air comprimé par le compresseur haute pression dans le dispositif de transfert de chaleur est située axialement en avant du diffuseur tournant.
L’air sortant du compresseur haute pression peut ainsi circuler à contre-courant des gaz sortant de la turbine basse pression au sein du dispositif de transfert de chaleur. Ceci améliore l’efficacité du transfert de chaleur au sein du dispositif de transfert de chaleur, tout particulièrement si celui-ci est un échangeur de chaleur. Ceci améliore encore le rendement de la turbomachine.
Dans certains modes de réalisation, l’air comprimé par le compresseur haute pression et les gaz sortant de la turbine basse pression circulent à contre-courant dans le dispositif de transfert de chaleur.
Ceci améliore encore l’efficacité du transfert de chaleur au sein du dispositif de transfert de chaleur, tout particulièrement si celui-ci est un échangeur de chaleur. Ceci améliore encore le rendement de la turbomachine.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif de transfert de chaleur est configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression à l’aide de gaz sortant de la turbine haute pression.
Ces gaz étant sensiblement plus chauds que les gaz sortant de la turbine basse pression, l’échange de chaleur au sein du dispositif de transfert de chaleur est plus efficace.
Dans certains modes de réalisation, un étage, de préférence le premier étage, de la turbine haute pression est un étage de turbine centripète.
Dans certains modes de réalisation, une direction de circulation de l’air comprimé par le compresseur haute pression dans le dispositif de transfert de chaleur coupe une direction de circulation des gaz sortant de la turbine basse pression dans le dispositif de transfert de chaleur.
Le présent exposé concerne également un ensemble propulsif, notamment pour aéronef, comprenant une nacelle et la turbomachine décrite ci-dessus, la turbomachine étant disposée dans la nacelle.
Les dessins annexés sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’invention.
Sur ces dessins, d’une figure (figure) à l’autre, des éléments (ou parties d’élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence.
La figure 1 représente, en demi-coupe selon un plan vertical passant par son axe principal A1-A1, une turbomachine connue.
La figure 2 représente, en demi-coupe axiale selon un plan vertical passant par son axe principal A-A, une turbomachine conforme au présent exposé.
La figure 3 représente une variante de la turbomachine de la figure 2.
La figure 4 représente une autre variante de la turbomachine de la figure 2.
La figure 5 représente encore une autre variante de la turbomachine de la figure 2.
Afin de rendre plus concrète l’invention, des exemples de turbomachines sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé que l’invention ne se limite pas à ces exemples.
La figure 2 représente, en demi-coupe axiale selon un plan vertical passant par son axe principal A-A, une turbomachine 1 conforme au présent exposé.
La turbomachine 1 comprend un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7.
Ces différents éléments de la turbomachine 1 peuvent être installés à l’intérieur d’une nacelle 20. La nacelle 20 peut être apte à assurer la fixation de la turbomachine 1 à un élément structurel, par exemple un élément structurel d’un aéronef, tel qu’une aile de l’aéronef ou le fuselage de l’aéronef. On obtient ainsi un ensemble propulsif comprenant la nacelle 20 et la turbomachine 1.
Optionnellement, une soufflante 2 est prévue en amont du compresseur basse pression 3, et par exemple à l’intérieur de la nacelle 20. Dans ce cas, en aval de la soufflante 2, le flux d’air est divisé en une première partie de flux d’air (aussi appelée flux primaire) F1 passant par le compresseur basse pression 3, et une deuxième partie de flux d’air (aussi appelée flux secondaire) F2 s’écoulant en dérivation autour du compresseur basse pression 3. Le flux primaire F1 est séparé du flux secondaire F2 par deux viroles, une virole interne 11 et une virole externe 12. En outre, le flux secondaire F2 est guidé par la virole externe 12 et une virole de carter 14 disposée autour de la virole externe 12. Des aubes de redresseur 50 sont prévues entre la virole externe 12 et la virole de carter 14 afin de redresser le flux primaire F2. Les aubes de redresseur 50 peuvent avoir un rôle structurel, c’est-à-dire qu’elles peuvent contribuer à supporter les éléments extérieurs de l’ensemble propulsif.
De manière classique, lorsque la turbomachine 1 fonctionne, le compresseur basse pression 3 comprime l’air du flux primaire F1. Le compresseur haute pression 4 est alimenté en air comprimé par le compresseur basse pression 3, et la chambre de combustion 5 est alimentée en air comprimé par le compresseur haute pression 4. Un injecteur de carburant (non représenté) injecte du carburant dans la chambre de combustion 5, ce carburant étant brûlé avec l’air comprimé arrivant dans la chambre de combustion 5. Les gaz chauds issus de cette combustion sortent de la chambre de combustion 5, et alimentent la turbine haute pression 6. Dans la turbine haute pression 6, les gaz subissent une première détente et entraînent la turbine haute pression 6. Les gaz ainsi détendus alimentent ensuite la turbine basse pression 7. Dans la turbine basse pression 7, les gaz subissent une deuxième détente et entraînent la turbine basse pression 7. Les gaz sortant de la turbine basse pression 7 peuvent optionnellement être éjectés de manière mélangée avec le flux secondaire F2, via des tulipes d’éjection 9. Ces tulipes d’éjection 9 étant connues en soi, elles ne sont pas représentées en détail sur la figure 2.
Dans une variante (non représentée), les gaz sortant de la turbine basse pression 7 sont éjectés de manière séparée via une tuyère dédiée.
Lorsque la turbomachine 1 fonctionne, la turbine haute pression 6 et la turbine basse pression 7 entraînent le compresseur basse pression 3 et le compresseur haute pression 4. Plus concrètement, la turbine haute pression 6 entraîne le compresseur haute pression 4 via un arbre principal haute pression HS, et la turbine basse pression 7 entraîne le compresseur basse pression 3 via un arbre principal basse pression LS. Lorsque la soufflante 2 est présente, celle-ci est également entraînée par la turbine basse pression 7 via l’arbre principal basse pression LS.
L’arbre principal haute pression HS et l’arbre principal basse pression LS sont de préférence contrarotatifs, c’est-à-dire tournant en sens inverse l’un de l’autre, ce qui permet de ne pas disposer d’étage de redresseur entre le compresseur basse pression 3 et le compresseur haute pression 4 et entre la turbine haute pression 6 et la turbine basse pression 7. L’arbre principal haute pression HS et l’arbre principal basse pression LS peuvent toutefois être aussi co-rotatifs, c’est-à-dire tournant dans le même sens, sans pour autant sortir du cadre du présent exposé.
L’arbre principal haute pression HS et l’arbre principal basse pression LS sont typiquement coaxiaux. Par exemple, l’axe de rotation de l’arbre principal haute pression HS et de l’arbre principal basse pression LS est l’axe principal A-A de la turbomachine 1.
Dans l’exemple représenté sur la figure 2, l’arbre principal haute pression HS est disposé radialement à l’intérieur de l’arbre principal basse pression LS. Il en résulte que la longueur et la masse de l’arbre principal haute pression HS et de l’arbre principal basse pression LS sont réduites par rapport à la configuration présentée en figure 1, de même que la longueur, la masse et la complexité de leurs supports respectifs. Ceci diminue la longueur totale de la turbomachine 1 et donc la surface mouillée nacelle et la masse de l’ensemble propulsif.
Au sens du présent exposé, le terme « radialement » s’entend par rapport à l’axe principal A-A de la turbomachine 1. Ainsi, « A est disposé radialement à l’intérieur de B » signifie que A est plus près de l’axe principal A-A que B, et « A est disposé radialement à l’extérieur de B » signifie que A est plus loin de l’axe principal A-A que B.
Au sens du présent exposé, le terme « axialement » s’entend aussi par rapport à l’axe principal A-A de la turbomachine 1. Ainsi, « A est axialement en avant de B » signifie que A est plus en avant le long de l’axe principal A-A que B, l’axe principal A-A étant orienté dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine 1 (c’est-à-dire orienté de la gauche vers la droite sur les figures).
En outre, l’arbre principal haute pression HS peut s’étendre partiellement à l’intérieur de l’arbre principal basse pression LS, les deux arbres s’interfaçant optionnellement au travers d’un ensemble de roulements constituant un palier, ce qui diminue encore la longueur totale de la turbomachine 1 et donc la surface mouillée nacelle et la masse de l’ensemble propulsif.
Le compresseur basse pression 3 comprend typiquement un ou plusieurs étages de compresseur axial.
Le compresseur haute pression 4 comprend typiquement plusieurs étages de compresseur, comme cela sera détaillé plus loin.
La turbine haute pression 6 et la turbine basse pression 7 peuvent chacune comprendre un ou plusieurs étages de turbine.
De préférence, l’axe de révolution de la chambre de combustion 5 est l’axe principal A-A de la turbomachine 1, de sorte que la chambre de combustion 5 présente le même axe de révolution que la turbomachine 1.
La turbine haute pression 6 et/ou la turbine basse pression 7 peuvent aussi entourer partiellement le compresseur basse pression 4.
Il en résulte que la longueur de l’arbre principal haute pression HS et de l’arbre principal basse pression LS est réduite, ce qui diminue encore la longueur totale de la turbomachine 1 et donc la surface mouillée nacelle et la masse de l’ensemble propulsif.
De plus, comme représenté sur la figure 2, la turbomachine 1 comprend un dispositif de transfert de chaleur 8.
Le dispositif de transfert de chaleur 8 est configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 à l’aide de gaz sortant de la turbine basse pression 7. Le dispositif de transfert de chaleur 8 est ainsi un dispositif du type récupérateur de chaleur. Tout ou partie des gaz sortant de la turbine basse pression 7 peuvent être utilisés pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression 4.
Bien entendu, les paramètres de fonctionnement de la turbomachine 1 sont ajustés par conception de sorte que les gaz sortant de la turbine basse pression 7 soient effectivement plus chauds que l’air comprimé par le compresseur haute pression 4.
De préférence, le dispositif de transfert de chaleur 8 est un échangeur de chaleur. On rappelle que « échangeur de chaleur » désigne tout dispositif permettant de transférer de l’énergie thermique d’un premier fluide à un deuxième fluide sans contact ou mélange entre les constituants de ces deux fluides, le flux d’énergie thermique traversant une surface d’échange séparant ces deux fluides. On comprend que le dispositif de transfert de chaleur 8 est alors un échangeur de chaleur gaz-air, comprenant une surface d’échange qui sépare les gaz chauds sortant de la turbine basse pression 7 de l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 et qui laisse passer de l’énergie thermique depuis les gaz chauds sortant de la turbine basse pression 7 vers l’air comprimé par le compresseur haute pression 4. Un tel échangeur de chaleur présente l’avantage d’être simple à entretenir, et à remplacer si nécessaire. Dans la suite et par commodité, on parlera simplement de « l’échangeur de chaleur 8 », étant rappelé que le présent exposé n’est aucunement limité à un tel mode de réalisation de la fonction d’échange de chaleur.
L’échangeur de chaleur 8 peut être un échangeur de chaleur du type à plaques, ou bien un échangeur de chaleur du type à tubes, par exemple un échangeur de chaleur à faisceau tubulaire. L’échangeur de chaleur 8 peut également comprendre un ou plusieurs échangeurs de chaleur des types pré-cités.
L’échangeur de chaleur 8 peut être annulaire. De préférence, l’axe de révolution de l’échangeur de chaleur 8 est l’axe principal A-A de la turbomachine 1, de sorte que l’échangeur de chaleur 8 présente le même axe de révolution que la turbomachine 1.
En tout état de cause, l’échangeur de chaleur 8 est disposé radialement à l’extérieur du compresseur haute pression 4 comme représenté sur la figure 2. En outre, comme représenté sur la figure 2, la chambre de combustion 5 est disposée radialement à l’extérieur du compresseur haute pression 4.
Ainsi, comme on s’en rendra mieux compte en comparant les figures 1 et 2, le chemin que doit parcourir l’air sortant du compresseur haute pression 4 pour atteindre l’échangeur de chaleur 8 est beaucoup plus court que le chemin que doit parcourir l’air dans les conduits 108A, 108B de la turbomachine 101 connue. Il en résulte les pertes de charge associées à l’alimentation et l’éjection de l’échangeur de chaleur 8 sont très faibles relativement aux pertes de charge associées aux conduits 108A, 108B de la turbomachine 101 connue, et que l’échangeur de chaleur 8 implique une masse supplémentaire plus faible que l’échangeur de chaleur 108 de la turbomachine 101 connue.
Le fait que l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 soit réchauffé par les gaz chauds sortant de la turbine basse pression 7 permet de diminuer la consommation en carburant (et donc augmenter le rendement) de la turbomachine 1. En outre, puisque, comme décrit ci-dessus, les pertes de charge associées à l’échangeur de chaleur 8 sont limitées, ce gain en consommation de carburant n’est pas annulé par des pertes de charge associées à l’échangeur de chaleur 8 ou par la masse supplémentaire de celui-ci.
Ainsi, contrairement à l’architecture connue décrite ci-dessus et représentée en figure 1, l’échangeur de chaleur 8 procure à la turbomachine 1 un gain net en consommation en carburant et en rendement.
Il convient également de noter qu’en conséquence, la présence de l’échangeur de chaleur 8 autorise à concevoir la turbomachine 1 avec un taux de compression global (« Overall Pressure Ratio » ou OPR en anglais) plus faible, et donc avec un nombre plus limité d’étages de compresseur, que dans l’architecture connue décrite ci-dessus, ce qui contribue à la compacité de l’ensemble propulsif.
La chambre de combustion 5 peut avantageusement entourer partiellement le compresseur haute pression 4.
Afin de faire parvenir l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 à la chambre de combustion 5 via l’échangeur de chaleur 8, la turbomachine 1 comprend un circuit d’admission d’air qui va être détaillé ci-dessous.
Comme représenté sur la figure 2, le circuit d’admission d’air comprend un canal d’admission radial 4CE.
Le canal d’admission radial 4CE est disposé en sortie du dernier étage du compresseur haute pression 4. Le canal d’admission radial 4CE guide l’air sortant du dernier étage du compresseur haute pression 4 dans une direction non parallèle à l’axe A-A et s’éloignant de l’axe A-A. Le canal d’admission radial 4CE est typiquement évasé afin d’assurer la diffusion de l’air sortant du dernier étage du compresseur haute pression 4.
Dans certaines variantes (non représentées), le compresseur haute pression 4 ne comprend pas d’étage de compresseur centrifuge. Dans ce cas, le canal d’admission radial 4CE guide l’air sortant du dernier étage (typiquement un étage de compresseur axial) du compresseur haute pression 4 dans une direction non parallèle à l’axe A-A et s’éloignant de l’axe A-A.
Avantageusement, toutefois, le dernier étage du compresseur haute pression 4 est un étage de compresseur centrifuge 4C.
Comme cela est connu, un tel étage de compresseur centrifuge 4C comprend un rouet 4CR qui est entraîné par un arbre d’entraînement et qui comprime l’air entrant dans l’étage de compresseur centrifuge 4C et expulse radialement l’air ainsi comprimé à l’extérieur de l’étage de compresseur centrifuge 4C.
De cette manière, l’étage de compresseur centrifuge 4C effectue une dernière compression de l’air passant à travers le compresseur haute pression 4 tout en imprimant à l’air comprimé le mouvement radial nécessaire pour l’envoyer dans canal d’admission radial 4CE du circuit d’admission d’air. Ceci évite des pertes de charge au sein de la turbomachine 1 en sortie du compresseur haute pression 4, par rapport aux variantes pré-citées ne présentant pas l’étage de compresseur centrifuge 4C.
En outre, en sortie de l’étage de compresseur centrifuge 4C, la vitesse d’écoulement de l’air est relativement faible, ce qui tend à encore diminuer les pertes de charge.
En amont de l’étage de compresseur centrifuge 4C, le compresseur haute pression 4 comprend typiquement un ou plusieurs étages de compresseur axial 4A.
Dans d’autres variantes (non représentées), le premier étage ou un étage intermédiaire du compresseur haute pression 4 est un étage de compresseur centrifuge.
En aval (dans le sens de la circulation de l’air dans le circuit d’admission d’air), le conduit d’admission radial 4CE débouche sur une entrée d’admission d’air 81 de l’échangeur de chaleur 8. Dans la variante représentée sur la figure 2, cette entrée d’admission d’air 81 est située axialement au même niveau que le diffuseur de l’étage de compresseur centrifuge 4C.
Après avoir circulé à travers l’échangeur de chaleur 8 et subi par construction géométrique de la circulation interne de ce dernier une déviation l’orientant de nouveau selon l’axe principal A-A, l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 est admis dans la chambre de combustion 5.
Les gaz sortant de la chambre de combustion 5 sont ensuite éjectés via un circuit d’éjection de gaz qui va être détaillé ci-dessous.
Les gaz sortant de la chambre de combustion 5 subissent d’abord une détente dans la turbine haute pression 6 puis dans la turbine basse pression 7 comme cela a déjà été décrit ci-dessus.
En aval (dans le sens de la circulation des gaz dans le circuit d’éjection de gaz) de la turbine basse pression 7, le circuit d’éjection de gaz comprend un élément d’éjection de gaz 7AE.
L’élément d’éjection de gaz 7AE est disposé de manière à guider les gaz sortant de la turbine basse pression 7 vers le conduit de circulation de gaz 7A. Ainsi, comme on peut le constater sur la figure 2, les gaz circulant dans l’élément d’éjection de gaz 7AE sont progressivement déviés jusqu’à s’écouler axialement dans le même sens que l’air circulant dans le compresseur basse pression 3, c’est-à-dire selon la direction de l’axe principal A-A dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine 1.
Comme on l’a mentionné ci-dessus, les figures sont schématiques. En conséquence, la variation de la section des éléments du circuit d’éjection de gaz est simplifiée. En particulier, on comprendra que la section de l’élément d’éjection de gaz 7AE peut varier de façon plus continue que ce qui est représenté sur les figures 2 à 4.
En aval (dans le sens de la circulation des gaz dans le circuit d’éjection de gaz) de l’élément d’éjection de gaz 7AE, le circuit d’éjection de gaz comprend un conduit de circulation de gaz 7A.
Le conduit de circulation de gaz 7A est disposé radialement à l’extérieur de la chambre de combustion 5, de la turbine haute pression 6, et de la turbine basse pression 7. En outre, le conduit de circulation de gaz 7A peut être cylindrique ou tronconique (c’est-à-dire en forme de cône tronqué). En outre, le conduit de circulation de gaz 7A peut sensiblement épouser le contour de la virole externe 12.
Le conduit de circulation de gaz 7A guide les gaz sortant de l’élément d’éjection de gaz 7AE vers une entrée d’admission de gaz 81 de l’échangeur de chaleur 8. Ainsi, comme on peut le constater sur la figure 2, les gaz circulent dans le conduit de circulation de gaz 7A dans un sens qui est axialement inverse du sens de circulation des gaz à travers la turbine haute pression 6 et la turbine basse pression 7.
En aval (dans le sens de la circulation des gaz dans le circuit d’éjection de gaz) de l’échangeur de chaleur 8, les gaz peuvent ou non être éjectés de façon mélangée avec le flux secondaire F2 comme cela a déjà été décrit précédemment.
On va maintenant décrire, à l’aide des figure 3 et 4, des variantes de la turbomachine 1. Dans ces variantes, les éléments (ou parties d’élément) identiques à ceux de la figure 2 sont repérés par les mêmes signes de référence que sur la figure 2 et ne sont pas décrits en détail à nouveau.
Dans une première variante, représentée sur la figure 3, l’étage de compresseur centrifuge 4C comprend un diffuseur tournant 4CD. Plus concrètement, le diffuseur tournant 4CD est solidaire du rouet 4CR de l’étage de compresseur centrifuge 4C, de sorte que le diffuseur tournant 4CD et le rouet 4CR tournent ensemble lorsque le rouet 4CR est entraîné par la turbine haute pression 6 via l’arbre principal haute pression HS. En outre, le diffuseur tournant 4CD est coudé, de sorte que l’air comprimé par l’étage de compresseur centrifuge 4C sort du diffuseur tournant 4CD dans une direction axialement inverse de la direction d’entrée de l’air dans l’étage de compresseur centrifuge 4C, comme représenté schématiquement sur la figure 3. La construction d’un étage de compresseur centrifuge comprenant un tel diffuseur tournant coudé est connue en soi et n’est donc pas détaillée ici.
De plus, l’entrée d’admission 81 de l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 dans l’échangeur de chaleur 8 est située axialement en avant du diffuseur tournant 4CD. On notera que les gaz circulant dans le conduit de circulation de gaz 7A et l’air sortant du compresseur haute pression 4 peuvent ainsi circuler à contre-courant. Par rapport à la variante représentée sur la figure 2, ceci améliore l’efficacité du transfert de chaleur au sein de l’échangeur de chaleur 8, ce qui améliore encore le rendement de la turbomachine 1.
On notera que dans les variantes décrites jusqu’ici en rapport avec les figures 2 et 3, l’échangeur de chaleur 8 est configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 à l’aide de gaz sortant de la turbine basse pression 7. Dans une deuxième variante, l’échangeur de chaleur 8 est configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 à l’aide de gaz sortant de la turbine haute pression 6.
La figure 4 représente un exemple de mise en œuvre de cette variante. Dans cet exemple, l’échangeur de chaleur 8 est configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 à l’aide d’une partie des gaz sortant de la turbine haute pression 6, qui sont mélangés avec les gaz sortant de la turbine basse pression 7. Pour ce faire, un élément supplémentaire d’éjection de gaz 6AE est disposé au niveau de la sortie de la turbine haute pression 6. Comme représenté sur la figure 4, cet élément supplémentaire d’éjection de gaz 6AE est, de façon analogue à l’élément d’éjection de gaz 7AE, disposé de manière à guider une partie des gaz sortant de la turbine haute pression 6 vers le conduit de circulation de gaz 7A, où ils sont mélangés avec les gaz sortant de la turbine basse pression 7 et circulant dans le conduit de circulation de gaz 7A.
Comme sur les figures 2 et 3, la variation de la section des éléments du circuit d’éjection de gaz est simplifiée sur la figure 4. En particulier, on comprendra que la section de l’élément supplémentaire d’éjection de gaz 6AE peut varier de façon plus continue que ce qui est représenté sur la figure 4 et/ou que l’élément supplémentaire d’éjection de gaz 6AE peut être orienté d’une façon différente que sur la figure 4.
On notera que les variantes des figures 3 et des figure 4 peuvent être combinées, c’est-à-dire que l’élément supplémentaire d’éjection de gaz 6AE représenté sur la figure 4 peut être prévu dans la variante de la figure 3.
La figure 5 représente un autre exemple de mise en œuvre de cette variante. Dans cet exemple, un étage de la turbine haute pression 6 est un étage de turbine centripète. De préférence, c’est le premier étage de la turbine haute pression 6 qui est un étage de turbine centripète 6C, comme représenté sur la figure 5.
Comme cela est connu, un tel étage de turbine centripète 6C comprend un rouet 6CR qui est entraîné du fait de la détente des gaz dans cet étage de turbine, et qui entraîne ainsi un arbre de turbine (non référencé sur la figure 5). Les gaz ainsi détendus sortent ensuite radialement de l’étage de turbine centripète 6C.
En sortie de l’étage de turbine centripète 6C, le flux de gaz est divisé en deux, comme représenté schématiquement sur la figure 5. Une première partie du flux de gaz est envoyée vers un étage ultérieur de la turbine haute pression 6, en l’espèce un étage de turbine axial 6A, puis vers l’échangeur de chaleur 8. Une deuxième partie du flux de gaz est envoyée vers la turbine basse pression 7, laquelle est située axialement en avant de l’étage de turbine centripète 6C. Les gaz sortant de la turbine basse pression 7 peuvent optionnellement être éjectés de manière mélangée avec le flux secondaire F2, via des tulipes d’éjection 30. Ces tulipes d’éjection 30 ne sont pas représentées en détail sur la figure 5 pour ne pas surcharger le dessin. On notera que contrairement aux tulipes d’éjection 9 connues des variantes des figure 2 à 4, les tulipes d’éjection 30 effectuent en outre un retournement du sens de circulation des gaz sortant de la turbine basse pression 7. Les tulipes d’éjection 30 permettent d’effectuer un mélange des gaz sortant de la turbine basse pression 7 avec l’air comprimé du flux F2, d’où il résulte une homogénéisation en pression et en température du flux F2 et du flux de gaz sortant de la turbine basse pression 7.
Dans une variante (non représentée), les gaz sortant de la turbine basse pression 7 sont éjectés de manière séparée via une tuyère dédiée.
Puisque l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 est chauffé par les gaz sortis de la turbine haute pression 6, lesquels sont plus chauds que les gaz sortis de la turbine basse pression 7, l’échange de chaleur au sein de l’échangeur de chaleur 8 est plus efficace.
On notera que dans la variante de la figure 5, une direction de circulation de l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 dans l’échangeur de chaleur 8 coupe une direction de circulation des gaz sortant de la turbine haute pression 6 dans l’échangeur de chaleur 8. Ceci est obtenu par le fait que l’air comprimé par le compresseur haute pression 4 circule, au sein de l’échangeur de chaleur 8, dans un ou plusieurs canaux de circulation d’air comprimé qui s’étendent dans une direction qui coupe la direction d’écoulement des gaz qui sont admis dans l’échangeur de chaleur 8 par l’entrée d’admission de gaz 81’.
On notera en outre que les variantes des figure 3 et 5 peuvent être combinées, c’est-à-dire le diffuseur tournant 4CD et l’étage de turbine centripète 6C peuvent tous les deux être prévus dans la turbomachine 1.
On va maintenant décrire des variantes supplémentaires de la turbomachine 1. Chacune de ces variantes supplémentaires peut être individuellement combinée avec les variantes déjà décrites ci-dessus.
Dans une première variante supplémentaire, un premier ensemble de transmission (non représenté) est disposé entre l’arbre principal basse pression LS et l’arbre d’entraînement (non référencé) de la soufflante 2. Cet ensemble de transmission est configuré de sorte que l’arbre d’entraînement de la soufflante 2 tourne à une vitesse de rotation moins élevée que l’arbre principal basse pression LS. Plus précisément, le rapport de transmission du premier ensemble de transmission peut être choisi de sorte que la soufflante 2 et la turbine haute pression 6 puissent chacune tourner à la vitesse de rotation qui leur permet d’atteindre chacune leur point de fonctionnement optimal du point de vue aérodynamique. Ceci permet d’améliorer le rendement de la turbomachine 1.
Le premier ensemble de transmission peut être un ensemble de transmission à engrenages, par exemple une transmission épicycloïdale. En alternative, le premier ensemble de transmission peut être une transmission d’un autre type, par exemple une transmission hydraulique ou un coupleur magnétique tel qu’un réducteur magnétique épicycloïdal. Le premier ensemble de transmission peut également comprendre une combinaison de transmissions des types pré-cités.
Dans une variante, le premier ensemble de transmission est disposé entre le compresseur basse pression 3 et la soufflante 2, de sorte que la turbine basse pression 7 et le compresseur basse pression 3 tournent à la même vitesse. En alternative, le premier ensemble de transmission peut être disposé entre l’arbre principal basse pression LS et le compresseur basse pression 3.
Dans une deuxième variante supplémentaire, un deuxième ensemble de transmission (non représenté) est disposé entre l’arbre principal haute pression HS et l’arbre d’entraînement (non référencé) du rouet 4CR de l’étage de compresseur centrifuge 4C.
Le deuxième ensemble de transmission est configuré de sorte que l’arbre d’entraînement 4CA de l’étage de compresseur centrifuge 4C tourne à une vitesse de rotation plus élevée que l’arbre principal haute pression HS. Plus précisément, le rapport de transmission du deuxième ensemble de transmission peut être choisi de sorte que l’étage de compresseur centrifuge 4C et la turbine haute pression 6 puissent chacune tourner à la vitesse de rotation qui leur permet d’atteindre chacune leur point de fonctionnement optimal du point de vue aérodynamique. Ceci permet d’améliorer encore le rendement de la turbomachine 1.
Le deuxième ensemble de transmission peut être un ensemble de transmission à engrenages, par exemple une transmission épicycloïdale. En alternative, le deuxième ensemble de transmission peut être une transmission d’un autre type, par exemple une transmission hydraulique ou un coupleur magnétique tel qu’un réducteur magnétique épicycloïdal. Le deuxième ensemble de transmission peut également comprendre une combinaison de transmissions des types pré-cités.
Dans encore une troisième variante supplémentaire (non représentée), la turbomachine 1 comprend le premier ensemble de transmission décrit ci-dessus, et le deuxième ensemble de transmission décrit ci-dessus.
Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.

Claims (11)

  1. Turbomachine (1), comprenant :
    un compresseur basse pression (3) ;
    un compresseur haute pression (4) alimenté en air comprimé par le compresseur basse pression (3) ;
    une chambre de combustion (5) alimentée en air comprimé par le compresseur haute pression (4) ;
    une turbine haute pression (6) alimentée en gaz sortant de la chambre de combustion (5) et entraînant le compresseur haute pression (4) ;
    une turbine basse pression (7) alimentée en gaz par la turbine haute pression (6) et entraînant le compresseur basse pression (3) ; et
    un dispositif de transfert de chaleur (8) configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) à l’aide de gaz sortant de la turbine basse pression (7) ou de la turbine haute pression (6),
    dans laquelle la chambre de combustion (5) et le dispositif de transfert de chaleur (8) sont disposés radialement à l’extérieur du compresseur haute pression (4).
  2. Turbomachine (1) selon la revendication 1, dans laquelle le dispositif de transfert de chaleur (8) est un échangeur de chaleur.
  3. Turbomachine (1) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la chambre de combustion (5) est située axialement en avant du dispositif de transfert de chaleur (8).
  4. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le compresseur haute pression (4) comprend un étage de compresseur centrifuge (4C).
  5. Turbomachine (1) selon la revendication 4, dans laquelle l’étage de compresseur centrifuge (4C) est le dernier étage du compresseur haute pression (4).
  6. Turbomachine (1) selon la revendication 4 ou 5, dans laquelle l’entrée d’admission (81) de l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) dans le dispositif de transfert de chaleur (8) est située axialement en avant ou axialement au même niveau, de préférence axialement au même niveau, que le diffuseur de l’étage de compresseur centrifuge (4C).
  7. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 4 à 6, dans laquelle l’étage de compresseur centrifuge (4C) comprend un diffuseur tournant (4CD) qui est solidaire du rouet (4CR) de l’étage de compresseur centrifuge (4C), et l’entrée d’admission (81) de l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) dans le dispositif de transfert de chaleur (8) est située axialement en avant du diffuseur tournant (4CD).
  8. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) et les gaz sortant de la turbine basse pression (7) ou de la turbine haute pression (6) circulent à contre-courant dans le dispositif de transfert de chaleur (8).
  9. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 4 à 7, dans laquelle le dispositif de transfert de chaleur (8) est configuré pour chauffer l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) à l’aide de gaz sortant de la turbine haute pression (6).
  10. Turbomachine (1) selon la revendication 9, dans laquelle un étage, de préférence le premier étage, de la turbine haute pression (6) est un étage de turbine centripète (6C).
  11. Turbomachine (1) selon la revendication 9 ou 10, dans laquelle une direction de circulation de l’air comprimé par le compresseur haute pression (4) dans le dispositif de transfert de chaleur (8) coupe une direction de circulation des gaz sortant de la turbine haute pression (6) dans le dispositif de transfert de chaleur (8).
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