FR3107307A1

FR3107307A1 - Système de récupération de chaleur pour système propulsif

Info

Publication number: FR3107307A1
Application number: FR2001417A
Authority: FR
Inventors: Henri Joseph Riera William; Panagiotis Giannakakis
Original assignee: Safran SA
Current assignee: Safran SA
Priority date: 2020-02-13
Filing date: 2020-02-13
Publication date: 2021-08-20
Anticipated expiration: 2040-02-13
Also published as: FR3107307B1

Abstract

Système de récupération de chaleur pour système propulsif Système propulsif (20) comprenant au moins une turbomachine (24A, 24B), au moins une soufflante (22A, 22B) configurée pour être traversée par du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine, et au moins un système de récupération (49) comprenant une machine thermique (50) configurée pour récupérer, en amont de la soufflante (22A, 22B), de la chaleur du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine (24A, 24B). Aéronef comprenant un tel système propulsif (20). Figure pour l’abrégé : Fig. 4

Description

Système de récupération de chaleur pour système propulsif

Le présent exposé concerne un système de récupération de chaleur pour un système propulsif, notamment pour un système propulsif d’aéronef, dans lequel une soufflante est traversée par des gaz d’échappement d’une turbomachine.

Le brevet français n° FR 3037106 B1 décrit un aéronef dont le système propulsif comprend un turbopropulseur à traction, qui lui comprend une machine thermique fonctionnant selon un cycle organique de Rankine pour générer de l’électricité à partir de l’énergie thermique récupérée du gaz de combustion qui s’échappe du turbopropulseur. Le turbopropulseur est dit «à traction» parce que, lors de l’entrainement de l’hélice du turbopropulseur par la turbomachine du turbopropulseur, le lien entre l’hélice et le reste de l’aéronef se retrouve dans de l’air en aval de l’hélice.

Afin d’améliorer la performance propulsive d’un autre type d’aéronefs, il est proposé de situer un système propulsif comprenant une soufflante à propulsion sur une partie aval du fuselage d’aéronef, de sorte qu’au moins une partie d’une couche limite d’air générée autour du fuselage lors du déplacement de l’aéronef soit ingérée par la soufflante. Pour des raisons aérodynamiques et/ou de distribution de masse, des gaz de combustion peuvent être générés (par exemple par un générateur de gaz/turbomachine) en amont de la soufflante. Du fait de cet agencement, au moins une partie de chaque soufflante peut être exposée à des températures très élevées qui peuvent être incompatibles avec la soufflante.

Le présent exposé vise ainsi à répondre au moins partiellement à ces problématiques, et propose ainsi un système propulsif comprenant au moins une turbomachine, au moins une soufflante configurée pour être traversée par du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine, et un système de récupération de chaleur. Le système de récupération comprend au moins une machine thermique configurée pour récupérer de la chaleur du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine. Le système de récupération est configuré pour récupérer cette chaleur en amont de la soufflante.

Le système de propulsion peut comprendre au moins une conduite de gaz apte à recevoir du gaz de combustion qui s’échappe de l’au moins une turbomachine.

La machine thermique peut comprendre au moins un échangeur de chaleur. L’échangeur de chaleur peut comprendre au moins une surface d’échange thermique. L’au moins une surface d’échange thermique peut être configurée pour être balayée par du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine, ou pour être accolée à une paroi, qui est balayée par du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine, de l’au moins une conduite de gaz.

L’échangeur de chaleur peut comprendre au moins un évaporateur.

La machine thermique peut être configurée pour fonctionner selon un cycle de Rankine.

Le système de récupération peut comprendre un convertisseur d’énergie thermique en énergie électrique.

L’au moins une soufflante peut être carénée.

L’au moins une turbomachine peut être configurée pour entrainer l’au moins une soufflante.

Le gaz de combustion peut traverser une zone de l’au moins une soufflante qui est disposée radialement entre un axe de rotation de la soufflante et une pale d’aubage de la soufflante.

Le présent exposé propose aussi un aéronef comprenant au moins un tel système propulsif.

L’aéronef peut comprendre une partie de structure d’aéronef montée du côté amont d’une soufflante du système propulsif. La partie de structure d’aéronef peut comprendre une base et au moins une pointe effilée s’étendant depuis la base. La pointe peut comprendre une partie support soufflante sur laquelle la soufflante est montée.

L’aéronef peut comprendre un système de conditionnement de cabine. Le système de conditionnement de cabine peut être configuré pour être au moins partiellement alimenté en énergie par la machine thermique du système de récupération.

Le système de conditionnement de cabine peut comprendre un compresseur de cabine. Le compresseur de cabine peut être configuré pour être au moins partiellement entrainé et/ou alimenté en énergie par la machine thermique du système de récupération.

Le système de conditionnement de cabine peut être configuré pour prélever de l’air en amont d’au moins un compresseur de l’au moins une turbomachine.

L’au moins une turbomachine peut comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression.

Le système de conditionnement de cabine peut être configuré pour prélever de l’air depuis une position située sur une moitié amont d’une longueur du compresseur haute pression.

Le système de conditionnement de cabine étant configuré pour prélever de l’air depuis au moins une entrée d’air du compresseur haute pression.

Le système de récupération de chaleur du système propulsif permet de réduire la température du gaz de combustion traversant l’au moins une soufflante.

Le présent exposé peut être mieux compris en considérant la description détaillée suivante des aspects de l’exposé à la lumière des figures, dans laquelle:

La figure 1 représente un aéronef avec un fuselage en double pointe arrière et deux soufflantes.

La figure 2 représente une vue schématique de dessus d’une partie arrière de l’aéronef visible en figure 1,en l’absence d’un système de récupération de chaleur.

La figure 3 représente une vue schématique en section selon A-A de la partie arrière de l’aéronef représentée en figure 2.

La figure 4 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, selon une première variante, avec un système de récupération de chaleur.

La figure 5 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, selon une deuxième variante, avec un système récupération de chaleur et un système de conditionnement de cabine.

La figure 6 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, selon une troisième variante, avec un système récupération de chaleur et un système de conditionnement de cabine.

La figure 7 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, selon une quatrième variante, avec un système récupération de chaleur et un système de conditionnement de cabine.

La figure 8 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figure 1 et 2, selon une cinquième variante, avec un système récupération de chaleur et un générateur électrique.

D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées.

On voit, en figure 1, un aéronef 10 comprenant au moins un système propulsif 20 avec au moins une soufflante. L’au moins une soufflante peut être carénée. En l’occurrence, le système propulsif 20 comprend deux soufflantes 22A, 22B. Comparé aux systèmes propulsifs à soufflante unique, un système propulsif à plusieurs soufflantes offre plus de redondance et donc de sécurité. En l’occurrence, les deux soufflantes 22A, 22B, voire toutes les soufflantes sont carénées.

L’aéronef 10 comprend une structure d’aéronef – en l’occurrence un fuselage 12 – qui est dit «en double pointe » parce que ledit fuselage 12 comprend un tronçon commun 14 qui se divise en deux queues 16A, 16B. En l’occurrence, le tronçon commun est disposé de manière à ce que son axe principal 15 soit sensiblement confondu avec l’axe principal 13 du fuselage 12 entier. L’axe principal 13 du fuselage 12 est son axe avant-arrière.

Les queues 16A, 16B peuvent être disposées symétriquement par rapport à l’axe principal 15 du tronçon commun 14. En l’occurrence, les queues 16A, 16B sont disposées latéralement symétriquement par rapport à l’axe principal 15 du tronçon commun 14.

Le fuselage 12 est dit «en double pointe arrière» parce que les queues 16A, 16B sont orientées vers l’arrière de l’aéronef 10, en éloignement du nez 11 de l’aéronef. Le tronçon commun 14 peut, lui aussi, être vers l’arrière du fuselage 12. Par exemple, comme on le voit en l’occurrence, le tronçon commun 14 peut être situé de manière à ce que la voilure 17 s’attache au fuselage entre le nez 11 et la division du tronçon commun 14 en queues 16A, 16B.

Les soufflantes 22A, 22B sont montées sur les queues 16A, 16B. Chaque soufflante 22A, 22B est configurée pour exercer une propulsion sur sa queue 16A, 16B correspondante. Lorsque la soufflante 22A, 22B exerce sa propulsion, la queue 16A, 16B correspondante se trouve dans de l’air aspiré par la soufflante 22A, 22B à laquelle elle correspond. On dit ainsi que la queue 16A, 16B est disposée du côté amont de la soufflante 22A, 22B.

Le tronçon commun 14 est également disposé du côté amont des soufflantes 22A, 22B.

On voit, en figure 2, une vue schématique de dessus d’une partie arrière de l’aéronef 10 visible en figure 1. Chaque queue 16A, 16B est réalisée en forme de pointe effilée s’étendant du tronçon commun 14 vers la soufflante 22A, 22B correspondante. Chaque queue s’effile en direction de la soufflante correspondante. L’extrémité amont 18A, 18B de la pointe effilée présente une section plus grande que l’extrémité aval 19A, 19B de l’effilement de la pointe effilée. La section de l’extrémité amont 18A, 18B de la pointe effilée peut être mesurée perpendiculairement à l’axe principal 15 du tronçon commun 14, et la section de l’extrémité aval 19A, 19B de la pointe effilée peut être mesurée dans un plan de rotation de la soufflante 22A, 22B correspondante. Lorsque l’aéronef se déplace dans une direction vers l’amont des soufflantes 22A, 22B, une couche limite d’air peut être générée autour du tronçon commun 14. Une telle géométrie des queues 16A, 16B peut permettre de guider la couche limite, qui entoure le tronçon commun 14, vers les soufflantes 22A, 22B. L’ingestion de la couche limite peut améliorer le rendement et l’efficacité du système propulsif 20 de l’aéronef.

Ainsi, chaque queue 16A, 16B est une partie d’une structure d’aéronef qui est montée du côté amont d’une soufflante, avec une base 18A, 18B (en l’occurrence l’extrémité de la queue disposée vers le tronçon commun 14 du fuselage), une partie support soufflante 19A, 19B sur laquelle la soufflante est montée, et un effilement entre la base et la partie support soufflante. Du fait de sa configuration double pointe arrière, l’aéronef comprend deux telles parties.

Au moins un système propulsif peut comprendre au moins une turbomachine. En l’occurrence, le système propulsif 20 comprend une première turbomachine 24A et une deuxième turbomachine 24B. Chaque turbomachine comprend une chambre de combustion générant des gaz de combustion, et une ou plusieurs turbines entrainées par les gaz de combustion. Les gaz de combustion entrainent l’une ou plusieurs turbines avant de s’échapper de la turbomachine.

Bien que les soufflantes 22A, 22B soient représentées comme étant entrainées chacune uniquement par sa propre turbomachine 24A, 24B, il est également envisagé que plusieurs turbomachines coopérèrent pour entrainer la/les même/s soufflante/s, par exemple comme décrit dans la demande de brevet français n° national FR1911092, déposée le 7 octobre 2019, et/ou qu’une turbomachine donnée entraine plusieurs soufflantes.

Pour limiter la distance entre un centre de masse d’un système propulsif 20 donné et un centre de masse de l’aéronef, au moins une turbomachine peut être disposée en amont d’au moins une soufflante. En l’occurrence, les deux turbomachines 24A, 24B, voire toutes les turbomachines, sont disposées en amont des deux soufflantes 22A, 22B, voire toutes les soufflantes, de manière latéralement symétrique par rapport à l’axe principal 15 du tronçon commun 14. Toutes les deux soufflantes sont de diamètre plus grand que les turbines des turbomachines.

Du fait qu’au moins une turbomachine 24A, 24B soit disposée entièrement en amont d’au moins soufflante 22A, 22B, il existe du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine 24A, 24B en amont de la soufflante 22A, 22B, et qui passe par la suite en aval de la soufflante 22A, 22B. Pour favoriser les caractéristiques aérodynamiques de l’aéronef, en évitant que le gaz de combustion coule vers l’aubage d’une soufflante, le gaz de combustion peut être dirigé à travers chaque soufflante dans une zone disposée radialement entre un axe de rotation de la soufflante et une pale d’aubage 23A, 23B de la soufflante.

A cet effet, le système propulsif de l’aéronef peut comprendre une conduite de gaz pour relier une turbomachine à une ou plusieurs soufflantes en amont desquelles la turbomachine est disposée. En l’occurrence, les deux turbomachines 24A, 24B sont disposées en amont des deux soufflantes 22A, 22B, et reliées à celles-ci par deux conduites de gaz 25A, 25B. Chaque conduite de gaz 25A, 25B permet de diriger du gaz de combustion à travers la soufflante 22A, 22B à laquelle elle est reliée. Ainsi, le système propulsif 20 en l’occurrence comprend au moins une turbomachine 24A, 24B et au moins une soufflante 22A, 22B configurée pour être traversée par du gaz de combustion qui s’échappe de l’au moins une turbomachine 24A, 24B. Bien que les conduites de gaz 25A, 25B sont représentées comme reliant une ou plusieurs soufflantes 22A, 22B, à une seule turbomachine 24A, 24B, il est également envisagé qu’une conduite de gaz relie une ou plusieurs soufflantes à une ou plusieurs turbomachines, selon toutes les combinaisons envisageables.

Chaque soufflante traversée par du gaz de combustion comprend un aubage en rotation autour d’un axe de rotation de soufflante. Chaque aubage comprend des pieds d’aubage 21A, 21B qui sont disposés près de l’axe de rotation de soufflante, et des pales d’aubage 23A, 23B qui sont disposés davantage à distance de l’axe de rotation de soufflante.

Les pieds d’aubage 21A, 21B sont séparés des pales d’aubage 23A, 23B par des échasses 33A, 33B et un carter intermédiaire 35A, 35B. Les pieds d’aubage 21A, 21B sont disposés radialement entre les échasses 33A, 33B et l’axe de rotation de soufflante. Les échasses 33A, 33B sont soumises aux gaz de combustion qui s’échappent des turbomachines.

Le carter intermédiaire 35A, 35B est disposé de manière à ce que les échasses s’étendent radialement à l’intérieur du carter intermédiaire 35A, 35B pour atteindre les pieds d’aubage 21A, 21B, et que le gaz de combustion puisse passer entre les échasses 33A, 33B, à l’intérieur du carter intermédiaire 35A, 35B (c’est-à-dire entre l’axe de rotation de la soufflante et le carter intermédiaire de la soufflante), et que les pales d’aubage 23A, 23B s’étendent à l’extérieur du carter intermédiaire 35A, 35B. Le carter intermédiaire 35A, 35B permet de séparer les pales d’aubage 23A, 23B, du gaz de combustion. Les échasses 33A, 33B permettent l’entrainement des pales d’aubage 23A, 23B par un arbre d’entrainement de soufflante 37A, 37B connecté directement ou indirectement (par exemple via une transmission) à la turbomachine 24A, 24B.

Sur la figure 2, l’aéronef est représenté sans système de récupération de chaleur. Sous cette hypothèse, comme on le voit en figure 3, représentant une vue schématique en section selon A-A de la partie arrière de l’aéronef représentée en figure 2, les carters intermédiaires 35A, 35B, les échasses 33A, 33B, et éventuellement les pieds d’aubage 21A, 21B des soufflantes 22A, 22B, sont exposés à des températures très élevées à cause de leur proximité au gaz de combustion, tandis que les pales d’aubage 23A, 23B sont exposées à des températures comparables à celle de l’air ambiant. Le gaz de combustion traverse la zone chaude 34 de chaque soufflante 22A, 22B. La zone chaude 34 est disposée dans la conduite de gaz 25A, 25B correspondante. A titre d’exemple,le gaz de combustion qui sort d’une turbomachine peut atteindre 900K, ce qui est incompatible avec la plupart des matériaux généralement utilisés pour la fabrication des pales d’aubages 23A, 23B des soufflantes (par exemple du composite à matrice organique). Pour minimiser la masse de chaque soufflante 22A, 22B, les pales d’aubages 23A, 23B peuvent être fabriquées d’une matière différente des échasses 33A, 33B, du carter intermédiaire 35A, 35B, et éventuellement des pieds d’aubage 21A, 21B.

Même si le carter intermédiaire 35A, 35B permet de séparer les pales d’aubage 23A, 23B du gaz de combustion, les températures atteintes par les échasses 33A, 33B et les carters intermédiaires 35A, 35B imposent des contraintes de conception et peuvent risquer d’amener au moins une partie des pales d’aubage 23A, 23B jusqu’à des températures incompatibles avec les capacités thermomécaniques des matériaux des pales. Pour pallier cet inconvénient, l’aéronef (par exemple le système propulsif de l’aéronef) peut comprendre au moins un système de récupération de chaleur, configuré pour récupérer, en amont de la soufflante, de la chaleur du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine. La récupération de chaleur peut permettre de diminuer la température du gaz traversant la soufflante dans la zone chaude 34. A titre d’exemple, la récupération de chaleur peut permettre de diminuer la température du gaz de 50 à 100 K (kelvin) voire plus.

La figure 4 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci selon une première variante, avec un système de récupération de chaleur 49. Le système de récupération de chaleur 49 comprend une machine thermique 50 configurée pour récupérer de la chaleur du gaz de combustion qui s’échappe d’une turbomachine, en amont d’une soufflante traversée par ledit gaz de combustion.

La machine thermique 50 peut comprendre au moins un premier échangeur de chaleur, une turbine, et une pompe configurée pour acheminer du fluide caloriporteur dans l’au moins un premier échangeur de chaleur en direction de la turbine de la machine thermique 50. La machine thermique 50 peut également comprendre un réservoir pour stocker du fluide caloriporteur à acheminer en direction de l’au moins un premier échangeur de chaleur, pour replacer le fluide caloriporteur acheminé en direction de la turbine.

L’au moins un premier échangeur de chaleur est configuré pour chauffer le fluide caloriporteur de la machine thermique 50 (par exemple l’au moins un premier échangeur de chaleur peut être un évaporateur). En l’occurrence, la machine thermique 50 comprend deux évaporateurs 52A, 52B. L’au moins un premier échangeur de chaleur est disposé entre une turbomachine et une soufflante traversée par du gaz de combustion de la turbomachine, par exemple entre la turbine (ou toutes les turbines de la turbomachine) et la soufflante. Le gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine voit ainsi sa température diminuer lorsqu’il passe l’échangeur de chaleur, avant d’arriver à la soufflante.

Afin de chauffer le fluide caloriporteur dans l’au moins un premier échangeur de chaleur, l’au moins un premier échangeur de chaleur comprend au moins une surface thermique qui peut être configurée pour être balayée par du gaz de combustion qui s’échappe d’au moins une turbomachine, ou pour être accolée à au moins une paroi, qui est balayée par du gaz de combustion, d’au moins une conduite de gaz qui est apte à recevoir du gaz de combustion qui s’échappe d’au moins une turbomachine. En l’occurrence, un premier des deux évaporateurs 52A est disposé dans une première conduite de gaz 25A reliant une première des soufflantes 22A à une première des turbomachines 24A, et un deuxième des deux évaporateurs 52B est disposé dans une deuxième conduite de gaz 25B reliant une deuxième des soufflantes 22B à une deuxième des turbomachines 24B. Il est également envisagé, cependant, qu’un ou plusieurs premiers échangeurs de chaleur soient disposés dans une même conduite de gaz.

En l’occurrence, la machine thermique 50 comprend également au moins un deuxième échangeur de chaleur configuré pour refroidir le fluide caloriporteur (par exemple l’au moins un deuxième échangeur de chaleur peut être un condenseur), et un circuit de fluide caloriporteur configuré pour acheminer du fluide caloriporteur dans la turbine en direction de l’au moins un premier échangeur de chaleur en passant par l’au moins un deuxième échangeur de chaleur. En l’occurrence, la machine thermique 50 comprend un ou plusieurs condenseurs, par exemple autant de condenseurs que d’évaporateurs. A titre d’exemple, chaque deuxième échangeur de chaleur peut être disposé de manière à dégager de la chaleur du fluide caloriporteur dans de l’air en amont d’au moins une soufflante ou turbomachine du système propulsif. Par exemple, un deuxième échangeur de chaleur peut être aménagé dans une partie amont de chaque nacelle de l’aéronef. Ainsi, la chaleur dégagée par le deuxième échangeur de chaleur peut contribuer au dégivrage de la nacelle. En complément ou alternative, un ou plusieurs deuxièmes échangeurs de chaleur peuvent être aménagés sur une ou des surfaces externes du fuselage, par exemple au niveau de la machine thermique.

Lorsque la machine thermique 50 comprend également le réservoir, le circuit de fluide caloriporteur peut être configuré pour acheminer du fluide dans l’au moins un deuxième échangeur de chaleur en direction de l’au moins un premier échangeur de chaleur en passant par le réservoir.

La machine thermique 50 peut être configurée pour fonctionner selon un cycle de Rankine. En l’occurrence, la machine thermique 50 est configurée pour fonctionner selon un cycle organique de Rankine. Le fluide caloriporteur peut être du R-245fa (pentafluoropropane), par exemple.

En l’occurrence, le système de récupération 49 est représenté comme étant configuré pour récupérer de la chaleur du gaz de combustion d’une turbomachine 24A, 24B en amont d’une soufflante 22A, 22B entrainée par ladite turbomachine 24A,24B. Toutefois, il est également envisagéde récupérer de la chaleur du gaz de combustion en amont d’une soufflante traversée par ledit gaz de combustion lorsque ladite soufflante n’est pas entrainée par la machine dont provient le gaz de combustion.

L’aéronef peut comprendre également un système de conditionnement de cabine 60. Le système de conditionnement de cabine 60 (ou «ECS» depuis l’anglais «environmental control system») peut être configuré pour fournir de l’air pressurisé, par exemple à une cabine de l’aéronef (éventuellement avec gestion de la température de la cabine), et/ou à des systèmes pneumatiques de l’aéronef (par exemple des systèmes de dégivrage en vol et/ou des actionneurs pneumatiques). Par ailleurs, il est courant qu’un système de conditionnement de cabine soit utilisé pour contrôler la température des composants électroniques de l’aéronef, par exemple.

Le système de conditionnement de cabine 60 peut être configuré pour prélever de l’air depuis au moins une position de prélèvement sur au moins un compresseur d’au moins une turbomachine 24A, 24B de l’aéronef. Par exemple, le système de conditionnement de cabine 60 peut comprendre une ou plusieurs tuyaux de prélèvement reliant une ou plusieurs positions de prélèvement d’air à un ou plusieurs composants destinataires de l’aéronef. On entend par un composant destinataire de l’aéronef un composant ou un système à alimenter en air (par exemple une cabine de l’aéronef, un système de dégivrage en vol, un actionneur pneumatique, etc.). Le prélèvement d’air depuis un compresseur d’une turbomachine peut réduire le rendement énergique de la turbomachine, et ce d’autant plus que la pression de l’air prélevé est élevée.

En l’occurrence, les turbomachines 24A, 24B du système propulsif 20 comprennent chacune un compresseur basse pression 27A, 27B, et un compresseur haute pression 29A, 29B situé en aval du compresseur basse pression 27A, 27B et en amont d’une chambre de combustion 31A, 31B de la turbomachine 24A, 24B, et le système de conditionnement de cabine 60 est configuré pour prélever de l’air depuis chaque turbomachine 24A, 24B, au moins en aval de son compresseur basse pression 27A, 27B. Le prélèvement peut s’effectuer depuis plusieurs positions de prélèvement sur chaque turbomachine. En l’occurrence, le prélèvement sur chaque turbomachine est effectué depuis deux positions de prélèvement sur son compresseur haute pression: une première position de prélèvement 61 est située sur une moitié aval de la longueur du compresseur haute pression29A, 29B ; une deuxième position de prélèvement 62 est située sur une moitié amont de la longueur du compresseur haute pression 29A, 29B. Pour un compresseur donné, on entend par sa «longueur», sa dimension mesurée selon son axe de rotation. Le système de conditionnement de cabine 60 peut être configuré pour prélever de l’air entièrement depuis l’une ou l’autre de ces positions de prélèvement 61, 62.

La machine thermique 50 peut convertir l’énergie thermique récupérée du gaz de combustion en énergie mécanique, par exemple via la turbine précitée. Cette énergie mécanique peut éventuellement être utile au fonctionnement de l’aéronef et/ou au(x) système(s) propulsif(s) 20. Il est envisagé qu’au moins une partie de l’énergie mécanique fournie par la machine thermique 50 soit utilisée pour alimenter le système de conditionnement de cabine 60 de l’aéronef au moins partiellement en énergie. Par «alimenter en énergie» on comprend par exemple de l’énergie électrique et/ou mécanique.

La figure 5 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci selon une deuxième variante, avec un système de récupération de chaleur 49 et un système de conditionnement de cabine 160. La deuxième variante diffère de la première variante en ce que le système de conditionnement de cabine 160 est configuré pour prélever de l’air depuis une troisième position de prélèvement 162 sur la (chaque) turbomachine 24A, 24B, qui est différente de la deuxième position de prélèvement représentée dans la première variante. La troisième position de prélèvement 162 est située sur le tiers amont de la longueur du compresseur haute pression 29A, 29B, ou même en amont de ceci, par exemple dans une entrée d’air du compresseur haute pression 29A, 29B.

Par conséquent, le rendement des turbomachines 24A, 24B dans la deuxième variante peut être supérieur à celui de la première variante, mais l’air prélevé par le système de conditionnement de cabine 160 dans la deuxième variante peut être moins pressurisé que l’air prélevé par le système de conditionnement de cabine dans la première variante. Pour assurer une pressurisation suffisante pour le conditionnement de cabine, le système de conditionnement de cabine 160, dans la deuxième variante, comprend un compresseur de cabine 170. Les tuyaux de prélèvement peuvent relier le compresseur de cabine 170 aux positions de prélèvement.

Le système de récupération de chaleur 49 peut être configuré pour alimenter le système de conditionnement de cabine 160 au moins partiellement en énergie. En l’occurrence, la machine thermique 50 est configurée pour entrainer le compresseur de cabine 170. A cet effet, l’aéronef – ou son système de conditionnement de cabine – comprend une transmission de compresseur de cabine 180 pour relier le compresseur de cabine 170 à la turbine de la machine thermique 50. La machine thermique 50 peut être configurée pour alimenter le compresseur de cabine 170 en énergie.

Bien que la troisième position de prélèvement 162 est représentée en l’occurrence comme une alternative à la deuxième position de prélèvement représentée dans la première variante, il est également envisagé que le système de conditionnement de cabine 160 dans la deuxième variante puisse éventuellement prélever de l’air depuis toutes les première, deuxième et troisième positions de prélèvement, ou même que le système de conditionnement de cabine 160 dans la deuxième variante puisse éventuellement prélever de l’air depuis les deuxième et troisième positions de prélèvement au lieu des troisième 162 et première 61 positions de prélèvement.

La figure 6 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci selon une troisième variante, avec un système de récupération de chaleur 49 et un système de conditionnement de cabine 260. La troisième variante diffère de la deuxième variante en ce que le système de conditionnement de cabine 260 est configuré pour prélever de l’air entièrement depuis la troisième position de prélèvement 162. Bien entendu, la possibilité de prélever de l’air «entièrement» depuis une position de prélèvement donnée à un moment donné n’exclut pas la possibilité de prélever de l’air depuis plusieurs positions de prélèvement (lorsqu’il y en a) à un autre moment donné, par exemple grâce à des vannes ou équivalents.

En l’occurrence, le système de conditionnement de cabine 260 est configuré pour ne pas prélever de l’air en aval de la troisième position de prélèvement 162. Ainsi, le système de conditionnement de cabine 260 dans la troisième variante est plus simple que celui de la deuxième variante.

La figure 7 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci selon une quatrième variante, avec un système de récupération de chaleur 49 et un système de conditionnement de cabine 360. La quatrième variante diffère de la deuxième variante en ce que le système de conditionnement de cabine 360 est configuré pour prélever de l’air depuis une quatrième position de prélèvement 362, qui est située dans une manche d’entrée d’air 26A, 26B de la (chaque) turbomachine 24A, 24B, en amont du compresseur de la turbomachine 24A, 24B (ou en amont de tous les compresseurs de la turbomachine lorsqu’elle en comprend plusieurs). Ainsi, l’air prélevé depuis cette position de prélèvement 362 n’est pas comprimé par la/les turbomachine/s 24A, 24B avant le prélèvement. Par conséquent, le rendement des turbomachines 24A, 24B dans la quatrième variante peut être supérieur à celui de la deuxième variante.

Bien que le système de conditionnement de cabine 360 soit représenté comme étant configuré pour ne pas prélever de l’air depuis un compresseur d’une turbomachine, il est également envisagé que le système de conditionnement de cabine soit configuré pour prélever de l’air depuis la quatrième position de prélèvement 362 en combinaison avec l’une ou plusieurs quelconques des première à troisième positions de prélèvement. Dans un tel cas, il est également envisagé que le système de conditionnement de cabine 360 soit configuré pour prélever de l’air entièrement depuis la quatrième position de prélèvement 362, et ce indépendamment du fait qu’il soit éventuellement configuré pour prélever de l’air entièrement depuis l’une des autres positions de prélèvement.

La figure 8 représente une vue schématique de dessus de la partie arrière de l’aéronef visible en figures 1 et 2, mais cette fois-ci selon une cinquième variante, avec un système de récupération de chaleur 49. La cinquième variante diffère de la première variante en ce que le système de récupération de chaleur 49 est configurée pour convertir de l’énergie thermique en énergie électrique. A cet effet, il peut comprendre un générateur électrique 51, configuré pour être alimenté au moins partiellement en énergie mécanique par la machine thermique 50, ou d’autres convertisseurs de l’énergie thermique en énergie électrique, avec ou sans conversion préalable de l’énergie thermique en énergie mécanique. Par exemple, pour être entrainé par la machine thermique, une transmission peut relier la turbine de la machine thermique au générateur électrique. Pour être entrainé partiellement par la machine thermique, la transmission peut également relier le générateur électrique à une autre source d’énergie mécanique. A titre non-limitatif, cette autre source d’énergie mécanique peut être un arbre de turbomachine, par exemple. En l’occurrence, la turbine de la machine thermique 50 est reliée au générateur électrique 51 afin de l’entrainer. L’énergie électrique fournie par le générateur électrique 51 peut ensuite être utilisée par d’autres systèmes et/ou composants de l’aéronef.

A titre d’exemple, au moins une partie de l’énergie électrique fournie par le générateur électrique 51 peut être utilisé par un système de conditionnement de cabine, tel que l’une quelconque des variantes précédentes, et ce, en complément de ou en alternatif à son éventuelle alimentation en énergie mécanique par la machine thermique 50 telle que décrite précédemment.

De manière générale, l’énergie fournie par le système de récupération de chaleur 49, indépendamment du type d’énergie fournie, serait de l’énergie autrement perdue lors de l’échappement des gaz de combustion. Sa récupération permet donc d’alimenter des fonctions de l’aéronef de manière économique, ainsi que de protéger sa/ses soufflante/s 22A, 22B des températures excessives, puisque la récupération entraine le refroidissement des gaz de combustion s’échappant des turbomachines 24A, 24B.

Bien que la présente description se réfère 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 outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés ou 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

Système propulsif (20) comprenant au moins une turbomachine (24A, 24B), au moins une soufflante (22A, 22B) configurée pour être traversée par du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine, et au moins un système de récupération (49) comprenantune machine thermique (50) configurée pour récupérer, en amont de la soufflante (22A, 22B), de la chaleur du gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine (24A, 24B).
Système propulsif (20) selon la revendication 1, la machine thermique (50) comprenant au moins un échangeur de chaleur dont une surface d’échange thermique est configurée pour être balayée par du gaz de combustion qui s’échappe de l’au moins une turbomachine, ou pour être accolée à au moins une paroi, qui est balayée par du gaz de combustion, d’au moins une conduite de gaz (25A, 25B) apte à recevoir du gaz de combustion qui s’échappe de l’au moins une turbomachine (24A, 24B).
Système propulsif (20) selon la revendication 2, l’au moins un échangeur de chaleur comprenant un évaporateur (52A, 52B).
Système propulsif (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, la machine thermique (50) étant configurée pour fonctionner selon un cycle de Rankine.
Système propulsif (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, le système de récupération (49) comprenant un convertisseur de l’énergie thermique en énergie électrique.
Système propulsif (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, l’au moins une soufflante (22A, 22B) étant carénée.
Système propulsif (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, l’au moins une turbomachine (24A, 24B) étant configurée pour entrainer l’au moins une soufflante (22A, 22B).
Système propulsif (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, l’au moins une soufflante (22A, 22B) étant configurée pour être traversée, dans une zone (34) disposée radialement entre un axe de rotation de la soufflante et une pale d’aubage (23A, 23B) de la soufflante, par le gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine.
Aéronef (10) comprenant au moins un système propulsif (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
Aéronef (10) selon la revendication 9, comprenant une partie de structure d’aéronef (16A, 16B) montée du côté amont d’une soufflante (22A, 22B) du système propulsif (20), la partie de structure d’aéronef comprenant une base (18A, 18B) et au moins une pointe effilée s’étendant depuis la base, la pointe comprenant une partie support soufflante (19A, 19B) sur laquelle la soufflante est montée.
Aéronef (10) selon la revendication 9 ou 10, comprenant un système de conditionnement de cabine (60, 160, 260, 360) configuré pour être au moins partiellement alimenté en énergie par la machine thermique (50) du système de récupération (49).
Aéronef selon la revendication 11, le système de conditionnement de cabine (360) étant configuré pour prélever de l’air en amont d’au moins un compresseur (27A, 27B, 29A, 29B) de l’au moins une turbomachine (24A, 24B) du système propulsif.