FR3133890A1

FR3133890A1 - dispositif de propulsion A KEROSENE ET HYDROGENE, aéronef muni de celui-ci

Info

Publication number: FR3133890A1
Application number: FR2202742A
Authority: FR
Inventors: Rémy LE GALL
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2022-03-28
Filing date: 2022-03-28
Publication date: 2023-09-29

Abstract

L’invention concerne un dispositif (1) de propulsion d’un aéronef, comportant des réservoirs (3, 8) d’hydrogène et de kérosène, et une turbomachine (2) aéronautique comportant une chambre (160) de combustion d’hydrogène et de kérosène. Suivant l’invention, le dispositif (1) comporte un dispositif (10) de récupération d’eau depuis au moins une partie d’au moins une surface (103) déterminée de l’aéronef, un condenseur (4) d’eau liquide, un troisième réservoir (5) d’eau, une canalisation (51) d’eau, un électrolyseur (6) de l’eau pour fournir l’hydrogène dans une canalisation (61) reliée au réservoir (3). Figure pour l’abrégé : Figure 1.

Description

dispositif de propulsion A KEROSENE ET HYDROGENE, aéronef muni de celui-ci

L'invention concerne un dispositif de propulsion d’un aéronef, utilisant du kérosène et de l’hydrogène, ainsi qu’un aéronef muni de celui-ci.

Le domaine de l’invention concerne les avions et les hélicoptères.

L’utilisation d’hydrogène comme carburant mélangé à du kérosène dans une turbomachine ouvre de nombreuses possibilités dans le domaine de la propulsion et permet de consommer une moins grande quantité de carbone dans le mélange de carburant, ce qui permet de réduire les émissions de gaz à effet de serre (dioxyde de carbone) dans l’environnement. Une turbomachine pour aéronef, comportant un système d’injection d’air et de carburant, lequel comporte des moyens d’injection de dihydrogène est connu par le document FR-A-2 952 699.

Cependant, de fortes contraintes pèsent sur l’utilisation de l’hydrogène liquide comme carburant des systèmes de propulsion aéronautiques. La taille des réservoirs à hydrogène pose des contraintes d’intégration et de poids dans l’aéronef, puisque la taille des réservoirs à hydrogène liquide correspond à quatre fois la taille des réservoirs à carburant d’aviation conventionnels pour une dépense énergétique équivalente, ce qui neutralise quelques bénéfices de la combustion à hydrogène. En outre, l’hydrogène est contraignant à stocker à l’état liquide à -253°C à -251°C. Enfin, la production d’hydrogène liquide pour alimenter un aéroport et ravitailler les avions nécessiterait d’énormes ressources énergétiques. Dans le cas d’une utilisation d’hydrogène sous forme gazeuse, les volumes de réservoir nécessaires sont difficilement compatibles avec les contraintes d’encombrement propres aux aéronefs commerciaux. Un volume important d’hydrogène gazeux constitue par ailleurs un danger important d’inflammabilité.

Un objectif de l’invention est d’obtenir un dispositif de propulsion d’un aéronef, utilisant de l’hydrogène et du kérosène dans une turbomachine, ainsi qu’un aéronef muni de celui-ci, qui limitent les impacts mentionnés ci-dessus.

A cet effet, un premier objet de l’invention est un dispositif de propulsion pour aéronef, comportant
au moins un premier réservoir d’hydrogène,
au moins un deuxième réservoir de kérosène,
au moins une turbomachine aéronautique comportant une chambre de combustion et au moins un injecteur relié au premier réservoir d’hydrogène et au deuxième réservoir de kérosène pour injecter de l’hydrogène et du kérosène dans la chambre de combustion,
caractérisé en ce que le dispositif de propulsion comporte en outre
un dispositif de récupération d’eau depuis au moins une surface déterminée de l’aéronef, relié à au moins un condenseur d’eau liquide,
au moins un troisième réservoir d’eau en communication fluidique avec le condenseur d’eau liquide,
au moins un échangeur de chaleur configuré pour échauffer l’eau passant dans la première canalisation d’eau,
au moins un électrolyseur, qui est alimenté en eau par la première canalisation d’eau et qui est configuré pour électrolyser l’eau et fournir de l’hydrogène dans une deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène, laquelle est reliée au premier réservoir d’hydrogène, pour alimenter en hydrogène le premier réservoir d’hydrogène.

L'invention permet ainsi de produire de l’hydrogène en autonomie afin de pouvoir l’utiliser dans la combustion de la turbomachine. On diminue ainsi le besoin de ravitailler au sol l’aéronef en hydrogène et d’embarquer au décollage une grande quantité d’hydrogène, du fait que l’hydrogène est produit dans le dispositif de propulsion au cours du vol. L’invention permet un gain en consommation de kérosène sans ajouter un grand poids du réservoir d’hydrogène et du contenu du réservoir d’hydrogène, du fait que l’hydrogène produit est ensuite brûlé dans la chambre de combustion, ce qui permet d’embarquer un réservoir d’hydrogène d’un moins grand volume et diminue la durée de séjour de l’hydrogène dans le réservoir. L’invention permet de mettre à profit l’eau extérieure présente au cours du vol sur la surface extérieure de l’aéronef, pour produire à partir de cette eau récupérée l’hydrogène qui sera brûlé dans la chambre de combustion de la turbomachine pour servir à propulser l’aéronef.

Le système est moins complexe car l’hydrogène est directement acheminé à l’état gazeux sans nécessiter de système de conditionnement (pression/température) et de stockage (réservoir fortement isolé et lourd) comme pour le cas où il serait liquide. Le système produit de façon autonome l’hydrogène qui est utilisé à la demande, un volume de stockage significatif n’est plus nécessaire.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le dispositif de récupération d’eau comporte des orifices d’entrée d’eau et/ou des microperforations d’entrée d’eau, qui sont situés sur la surface déterminée de l’aéronef et qui sont reliés au condenseur d’eau liquide.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface déterminée de l’aéronef est située sur au moins une partie d’au moins une aile de l’aéronef et/ou d’un empennage de l’aéronef.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, la partie, sur laquelle se trouve la surface déterminée de l’aéronef, est l’extrados de la au moins une aile.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le dispositif de propulsion comporte en outre au moins un échangeur de chaleur configuré pour échauffer l’eau passant dans la première canalisation d’eau,
le au moins un électrolyseur étant alimenté en eau par la première canalisation d’eau en aval de l’échangeur de chaleur.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, il est prévu comme échangeur de chaleur au moins un premier échangeur de chaleur, configuré pour recevoir de la chaleur de la turbomachine.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le premier échangeur de chaleur comporte au moins un premier conduit d’apport de chaleur, qui est relié à un récupérateur de chaleur disposé dans la turbomachine aéronautique à proximité de la chambre de combustion, et une première zone d’échange thermique, dans laquelle passent une première section de la première canalisation d’eau et une deuxième section du premier conduit d’apport de chaleur, pour que la deuxième section du premier conduit d’apport de chaleur échauffe l’eau passant dans la première section de la première canalisation d’eau.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le récupérateur de chaleur est disposé autour d’un distributeur haute pression du carter d’une turbine haute pression de la turbomachine, le distributeur haute pression étant situé dans la turbomachine aéronautique en sortie de la chambre de combustion.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, il est prévu comme échangeur de chaleur au moins un deuxième échangeur de chaleur, configuré pour recevoir de la chaleur de la deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le deuxième échangeur de chaleur comporte une deuxième zone d’échange thermique, dans laquelle passent une deuxième section de la première canalisation d’eau et une troisième section de la deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène pour que la troisième section de la deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène échauffe l’eau passant dans la deuxième section de la première canalisation d’eau.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, la deuxième section de la première canalisation d’eau est située en amont de la première section de la première canalisation d’eau dans le sens de passage de l’eau dans la première canalisation d’eau.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, l’électrolyseur est configuré pour électrolyser l’eau et fournir de l’oxygène dans une troisième canalisation de fourniture d’oxygène.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, la troisième canalisation de fourniture d’oxygène est reliée au moins à l’injecteur pour injecter de l’hydrogène, du kérosène et de l’oxygène dans la chambre de combustion.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, la troisième canalisation de fourniture d’oxygène est reliée au moins à un quatrième réservoir d’oxygène, destiné à alimenter en oxygène une servitude de l’aéronef, autre que la turbomachine aéronautique.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le dispositif de propulsion comporte au moins une première pompe à eau pour acheminer l’eau dans la première canalisation d’eau vers l’électrolyseur.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le dispositif de propulsion comporte au moins une deuxième pompe à hydrogène pour acheminer l’hydrogène de la deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène vers l’injecteur.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, le dispositif de propulsion comporte un autre échangeur de chaleur, qui est associé au condenseur et qui est configuré pour chauffer l’eau pour maintenir l’eau à l’état liquide dans le condenseur.

Suivant un mode de réalisation de l’invention, l’autre échangeur de chaleur est configuré pour recevoir de la chaleur de la turbomachine.

Un deuxième objet de l’invention est un aéronef comportant au moins un dispositif de propulsion tel que décrit ci-dessus.

Un troisième objet de l’invention est un procédé de propulsion pour aéronef à l’aide du dispositif de propulsion telle que décrit ci-dessus, procédé comportant les étapes suivantes :
injection d’hydrogène depuis le premier réservoir hydrogène et de kérosène depuis le deuxième réservoir de kérosène par l’injecteur dans la chambre de combustion de la au moins une turbomachine,
récupération d’eau par le dispositif de récupération d’eau depuis la au moins une surface déterminée de l’aéronef,
condensation de l’eau liquide par le condenseur de liquide,
envoi de l’eau liquide du condenseur d’eau liquide au au moins un troisième réservoir d’eau,
envoi d’eau du troisième réservoir d’eau par la au moins une première canalisation d’eau au au moins un électrolyseur,
électrolyse de l’eau par le au moins un électrolyseur, pour fournir de l’hydrogène dans la deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène, laquelle est reliée au premier réservoir d’hydrogène,
envoi de l’hydrogène de la deuxième canalisation de fourniture d’hydrogène au premier réservoir d’hydrogène.

L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif en référence aux figures ci-dessous des dessins annexés.

représente une vue schématique d’un dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une vue schématique en coupe d’une aile d’avion, dans laquelle se trouve une partie du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une vue schématique en perspective d’un avion muni du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une vue schématique en perspective d’une aile d’un avion muni du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une courbe donnant l’humidité atmosphérique en fonction de l’altitude pour un avion muni du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une vue schématique en coupe axiale d’une partie d’une turbomachine du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une vue schématique en coupe de côté d’une partie d’une turbomachine du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente une vue schématique en demi-coupe axiale d’une turbomachine du dispositif de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

représente un organigramme d’un procédé de propulsion suivant un mode de réalisation de l’invention.

Dans ce qui suit, l’hydrogène est considéré comme étant du dihydrogène.

On décrit ci-dessous plus en détail en référence aux figures 1 à 8 un exemple de réalisation d’un dispositif 1 de propulsion suivant l’invention.

A la , le dispositif 1 de propulsion d’un aéronef A comporte un (ou plusieurs) premier réservoir 3 d’hydrogène et un (ou plusieurs) deuxième réservoir 8 de kérosène liquide. L’aéronef peut être, ainsi que représenté aux figures 1 à 4, un avion, mais pourrait être un hélicoptère, ou autre (par exemple une fusée). Le dispositif 1 de propulsion comporte une (ou plusieurs) turbomachine 2 aéronautique. Aux figures 1, 6 et 8, chaque turbomachine 2 aéronautique comporte une chambre 160 de combustion et un injecteur 23, qui est relié au premier réservoir 3 d’hydrogène par une canalisation 63 d’envoi d’hydrogène et qui est relié au deuxième réservoir 8 de kérosène par une canalisation 81 d’envoi de kérosène, cet injecteur 23 étant configuré pour injecter dans la chambre 160 de combustion de l’hydrogène issu de la canalisation 63 et du kérosène issu de la canalisation 81, ainsi que de l’oxygène (air extérieur, l’injecteur étant diphasique dans ce cas, ou autre). Le kérosène et l’hydrogène présents dans la chambre 160 sont mis en combustion. La turbomachine 2 aéronautique est de type hybride utilisant la combustion du kérosène et de l’hydrogène. La turbomachine 2 aéronautique est apte à éjecter en fonctionnement un gaz de propulsion de l’aéronef A, issu de la combustion du kérosène et de l’hydrogène et peut être un turboréacteur ou un turbopropulseur.

Suivant l’invention, le dispositif 1 de propulsion comporte un dispositif 10 de récupération d’eau depuis l’extérieur de la turbomachine 2, et par exemple depuis au moins une partie d’au moins une surface 103 extérieure déterminée de l’aéronef A, ainsi que cela est représenté aux figures 1 à 4. Par exemple, il peut être prévu un dispositif 10 de récupération d’eau depuis au moins une partie 103 d’au moins une aile A1 de l’aéronef A comme surface 103 déterminée. Par exemple, il peut être prévu un dispositif 10 de récupération d’eau depuis au moins une partie 103 de l’extrados d’au moins une aile A1, par exemple plus près de son bord d’attaque A1A que de son bord de fuite A1F, et/ou un dispositif 10 de récupération d’eau depuis au moins une partie 103 d’un empennage E1 de l’aéronef A, par exemple plus près de son bord d’attaque E1A que de son bord de fuite E1F, comme surface 103 déterminée. L’aile A1 peut être l’aile avant gauche de l’avion A et/ou l’aile avant droite de l’avion A et/ou l’aile arrière gauche de l’avion A et/ou l’aile arrière droite de l’avion A et/ou autre. Il existe en effet des zones à fortes concentrations d’eau atmosphérique condensée sur les aéronefs A en vol, qui se trouvent principalement sur les ailes et l’empennage. La montre en ordonnées le pourcentage P d’humidité mesuré sur les ailes en fonction de l’altitude H en mètres en abscisses, qui est supérieure à 30 % de 0 à 12000 mètres d’altitude dans une phase de montée d’un avion A. La surface extérieure 103 est ainsi exploitée comme une surface de captation d’eau extérieure pendant les phases de vol. Le condenseur 4 et/ou l’échangeur 102 de chaleur peut être logé dans une aile A1 de l’aéronef dans l’exemple de la ou dans l’empennage E1.

Le dispositif 10 de récupération d’eau est relié par un (ou plusieurs) conduit 105 à un (ou plusieurs) condenseur 4 d’eau liquide pour condenser l’eau récupérée depuis la surface déterminée 103, l’eau présente sur la surface déterminée 103 pouvant être à l’état gazeux en vol. Le dispositif 10 de récupération d’eau peut comporter des microperforations 1030 d’entrée d’eau et/ou des orifices 1030 d’entrée d’eau. Ces microperforations 1030 d’entrée d’eau et/ou orifices 1030 d’entrée d’eau sont situés sur la surface déterminée 103 de l’aéronef et sont reliés au condenseur 4 d’eau liquide. Par exemple, ces microperforations 1030 d’entrée d’eau et/ou ou orifices 1030 d’entrée d’eau sont formés sur une double peau de la surface 103. Le condenseur 4 est un condenseur 4 atmosphérique qui permet de récupérer l’eau sous forme liquide.

A la , le dispositif 10 de récupération d’eau peut comporter un échangeur 102 de chaleur (appelé autre échangeur de chaleur ci-dessus), qui est associé au condenseur 4 (par exemple en amont de celui-ci sur le conduit 105) et qui est configuré pour chauffer l’eau dans le conduit 105 ou dans le condenseur 4 de manière à maintenir l’eau à l’état liquide dans le condenseur 4, pour éviter que l’eau givre au cours du vol. L’échangeur 102 de chaleur peut comporter une zone 107 d’échange thermique, dans laquelle passe une section 108 du conduit 105 de passage d’eau et/ou du condenseur 4 et une section 109 d’une canalisation 110 de passage d’un fluide chaud (par exemple de l’air chaud), pour que la section 109 se trouvant contre la section 108 cède de la chaleur à l’eau passant dans la section 108.

A la , le dispositif 1 de propulsion comporte un (ou plusieurs) troisième réservoir 5 d’eau, qui est relié par une (ou plusieurs) canalisation 50 d’alimentation d’eau au condenseur 4 d’eau liquide pour alimenter ce réservoir 5 en eau liquide depuis le condenseur 4. Une (ou plusieurs) première canalisation 51 de sortie d’eau est reliée au troisième réservoir 5 pour recevoir de l’eau liquide de ce réservoir 5. Le dispositif 1 de propulsion peut comporter un (ou plusieurs) échangeur 7 de chaleur, configuré pour chauffer l’eau passant dans la première canalisation 51 d’eau. Bien entendu, le (ou les) échangeur de chaleur pourrait ne pas être prévu.

Le dispositif 1 de propulsion comporte un (ou plusieurs) électrolyseur 6, qui est alimenté en eau par la première canalisation 51 d’eau. L’électrolyseur 6 est en aval de l’échangeur 7 de chaleur et est configuré pour électrolyser l’eau et fournir de l’hydrogène dans une deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène. Cette deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène est reliée au premier réservoir 3, pour alimenter en hydrogène le premier réservoir 3.

L’invention permet ainsi de produire et consommer directement l’hydrogène en autonomie pour alimenter la turbomachine 2 comme un dopant ajouté ou mélangé au kérosène, ce qui permet de réduire les rejets de CO₂et de NOx et de réduire la consommation de kérosène.

L’électrolyseur 6 peut être alimenté en énergie électrique par une source 64 d’électricité à courant continu, pour provoquer l’électrolyse de l’eau. La source 64 d’électricité à courant continu peur être par exemple une batterie 64 ou un convertisseur électrique utilisant une énergie mécanique fournie par la rotation du moteur 130 de la turbomachine 2, ou autre.

Ainsi, l’échangeur 7 de chaleur est situé en aval du troisième réservoir 5 d’eau et en amont de l’électrolyseur 6 dans le sens d’envoi de l’eau dans la première canalisation 51 d’eau. Ainsi, l’échangeur 7 de chaleur permet de chauffer l’eau liquide avant son envoi dans l’électrolyseur 6. En particulier, l’électrolyseur 6 peut être un électrolyseur 6 haute température et/ou multicouche. Par exemple, l’échangeur 7 de chaleur permet de chauffer l’eau à une température supérieure à 500 °C. Le fait que l’eau de l’électrolyseur 6 soit préalablement chauffée par l’échangeur 7 de chaleur augmente le rendement de l’électrolyse et donc augmente la production d’hydrogène par l’électrolyseur 6.

On décrit ci-dessous des modes de réalisation de l’échangeur 7 de chaleur.

Suivant un mode de réalisation, à la , le dispositif 1 de propulsion comporte comme échangeur 7 de chaleur un premier échangeur 71 de chaleur, dit à haute température, configuré pour recevoir de la chaleur de la turbomachine 2. Cela permet d’utiliser la chaleur produite par la turbomachine 2 pour augmenter le rendement de l’électrolyseur.

Suivant un mode de réalisation, aux figures 1, 6 et 7, le premier échangeur 71 de chaleur comporte un (ou plusieurs) premier conduit 711 d’apport de chaleur par un fluide caloporteur (formé par exemple par de l’air), qui est relié à un premier côté 7121 d’un récupérateur 712 de chaleur, lequel est disposé dans la turbomachine 2 aéronautique à proximité de la chambre 160 de combustion. Le premier conduit 711 d’apport de chaleur s’étend entre le premier côté 7121 du récupérateur 712 de chaleur et une deuxième section 7110 du premier conduit 711 d’apport de chaleur. Une première section 511 de la première canalisation 51 d’eau et la deuxième section 7110 du premier conduit 711 d’apport de chaleur passent dans une première zone 713 d’échange thermique du premier échangeur 71 de chaleur, pour que la deuxième section 7110 du premier conduit 711 d’apport de chaleur se trouvant contre la première section 511 de la première canalisation 51 d’eau chauffe l’eau passant dans cette première section 511. La deuxième section 7110 du premier conduit 711 d’apport de chaleur est reliée en aval à un conduit 714 de retour relié à un deuxième côté 7122 du récupérateur 712 de chaleur. Le fluide caloporteur est envoyé depuis un premier côté 7121 du récupérateur 712 de chaleur dans le premier conduit 711 d’apport de chaleur et dans la deuxième section 7110 située dans le premier échangeur 71 de chaleur, puis est retourné par le conduit 714 de retour au deuxième côté 7122 du récupérateur 712 de chaleur. Le premier côté 7121 communique avec le deuxième côté 7122 par un (ou plusieurs) tronçons 7123 de communication de fluide caloporteur du récupérateur 712 de chaleur, de longueur non nulle.

Suivant un mode de réalisation, aux figures 1, 6 et 7, le récupérateur 712 de chaleur est disposé autour d’un distributeur haute pression 21 du carter 363 d’une turbine haute pression THP de la turbomachine 2. Le distributeur haute pression 21 est situé dans la turbomachine 2 aéronautique en sortie de la chambre 160 de combustion. Par exemple, le récupérateur 712 de chaleur peut être un anneau fermé sur lui-même, auquel cas il y a au moins deux tronçons 7123 et 7124 de communication chacun formé par une partie de l’anneau, ainsi que représenté à titre d’exemple à la , les côtés 7121 et 7122 étant éloignés l’un de l’autre, par exemple en pouvant être diamétralement opposés l’un à l’autre.

On décrit ci-dessous un mode de réalisation de la turbine haute pression THP aux figures 1, 6 et 7. Le distributeur haute pression 21 comporte une paroi extérieure 211 et une paroi intérieure 212 qui délimitent entre elles une veine 213 d’écoulement de gaz qui sont reliées entre elles par des aubes fixes 214, par exemple radiales. La chambre 160 de combustion est délimitée par une paroi 161 et par une paroi intérieure 162. La paroi extérieure 211 du distributeur haute pression 21 est fixée à la paroi extérieure 161 de la chambre 160 de combustion. La paroi intérieure 212 du distributeur haute pression 21 est fixée à la paroi intérieure 162 de la chambre 160 de combustion. La veine 213 d’écoulement de gaz communique avec la chambre 160 de combustion et est située en aval de celle-ci. La paroi extérieure 211 comportant un rebord extérieur aval 215 et un rebord extérieur amont 218. Le récupérateur 712 de chaleur peut être de forme annulaire et peut être disposé autour de la paroi extérieure 211 et en amont du rebord extérieur aval 215, et par exemple contre le rebord extérieur aval 215 et/ou en aval du rebord extérieur amont 218, et par exemple contre le rebord extérieur amont 218. La turbine haute pression THP comporte d’autres aubes rotatives 106 d’au moins une roue mobile 216 en aval du distributeur haute pression 21. Les aubes 106 de la roue mobile 216 sont entourées par une enveloppe 217 fixée au carter 363. La roue mobile 216 est fixée à un arbre 132 de turbine haute pression, s’étendant suivant la direction axiale AX orientée de l’amont vers l’aval, et est apte à tourner dans un sens de rotation autour de cette direction axiale AX lors du fonctionnement de la turbomachine 2. La température dans la veine 213 d’écoulement de gaz peut être élevée, par exemple de l’ordre de 1000°C, du fait des gaz chauds de combustion dégagés par la chambre 160 de combustion.

Suivant un mode de réalisation, à la , le dispositif 1 de propulsion comporte comme échangeur 7 de chaleur un deuxième échangeur 72 de chaleur, configuré pour recevoir de la chaleur de la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène, dans la mesure où la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène est à une plus grande température que le réservoir 5 d’eau. Une deuxième section 512 de la première canalisation 51 d’eau et une troisième section de la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène passent dans une deuxième zone 723 d’échange thermique du deuxième échangeur 72 de chaleur, pour que la troisième section de la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène se trouvant contre la deuxième section 512 de la première canalisation 51 d’eau chauffe l’eau passant dans cette deuxième section 512. Cela permet également de refroidir l’hydrogène dans la canalisation 61 de fourniture d’hydrogène.

Le deuxième échangeur 72 de chaleur peut être prévu en plus du premier échangeur 71 de chaleur décrit ci-dessus. Dans ce cas, la deuxième section 512 est située en amont de la première section 511 dans le sens de passage de l’eau dans la première canalisation 51 d’eau, allant du troisième réservoir 5 d’eau à l’électrolyseur 6.

Suivant un mode de réalisation, à la , l’électrolyseur 6 est configuré pour électrolyser l’eau et fournir de l’oxygène dans une troisième canalisation 62 de fourniture d’oxygène.

Suivant un mode de réalisation, à la , une quatrième section de la canalisation 62 de fourniture d’oxygène passe dans la deuxième zone 723 d’échange thermique du deuxième échangeur 72 de chaleur, pour que la quatrième section de la canalisation 62 de fourniture d’oxygène se trouvant contre la deuxième section 512 de la première canalisation 51 d’eau chauffe l’eau passant dans cette deuxième section 512. Cela permet de refroidir l’oxygène dans la canalisation 62 de fourniture d’oxygène et de préchauffer l’eau dans la première canalisation 51 d’eau.

Suivant un mode de réalisation, à la , un séparateur 11 est interposé sur la canalisation 61 de fourniture d’hydrogène et sur la canalisation 62 de fourniture d’oxygène, pour séparer l’oxygène de l’hydrogène dans celles-ci, afin qu’en aval du séparateur la canalisation 61 comprenne de l’hydrogène sans oxygène et que la canalisation 62 comprenne de l’oxygène sans hydrogène.

Suivant un mode de réalisation, à la , l’électrolyseur 6 comporte une anode 65, qui est reliée par un premier conducteur électrique 69 à la borne positive 67 de la source 64 d’électricité à courant continu, et une cathode 66, qui est reliée par un deuxième conducteur électrique 70 à la borne négative 68 de la source 64 d’électricité à courant continu. L’anode 65 et la cathode 66 sont insérées dans un compartiment 60 de l’électrolyseur 6, qui communique avec la première canalisation 51 d’eau en aval de l’échangeur 7, 71, 72 de chaleur et qui est contient de l’eau en fonctionnement. Pendant l’électrolyse, l’eau du compartiment 60 se trouvant en contact avec l’anode 65 produit de l’oxygène qui est envoyée dans la troisième canalisation 62 de fourniture d’oxygène, dont une extrémité 620 entoure l’anode 65 dans le compartiment 60 et dans l’eau, et l’eau du compartiment 60 se trouvant en contact avec la cathode 66 produit de l’hydrogène, qui est envoyé dans la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène, dont une extrémité 610 entoure la cathode 66 dans le compartiment 60 et dans l’eau. Le compartiment 60 peut communiquer avec un conduit intermédiaire 601 d’eau, qui est situé plus haut que la jonction 513 de la première canalisation 51 d’eau avec le compartiment 610 et qui est relié à un tronçon 514 de la première canalisation 51 d’eau, situé en amont du premier échangeur 71 de chaleur et en aval du deuxième échangeur 72 de chaleur.

Suivant un mode de réalisation, non représenté, la troisième canalisation 62 de fourniture d’oxygène est reliée au moins à l’injecteur 23 pour injecter de l’hydrogène, du kérosène et de l’oxygène dans la chambre 160 de combustion, l’injecteur 23 étant triphasique dans ce cas.

Suivant un mode de réalisation, à la , la troisième canalisation 62 de fourniture d’oxygène est reliée au moins à un quatrième réservoir 9 d’oxygène, destiné à alimenter en oxygène une servitude de l’aéronef, autre que la turbomachine 2 aéronautique, cette servitude pouvant comprendre par exemple une cabine de passagers, ou autre.

Bien entendu, la troisième canalisation 62 de fourniture d’oxygène peut être reliée à la fois à l’injecteur 23 pour injecter de l’hydrogène, du kérosène et de l’oxygène dans la chambre 160 de combustion, et au moins à un quatrième réservoir 9 d’oxygène, destiné à alimenter en oxygène une servitude de l’aéronef, autre que la turbomachine 2 aéronautique, cette servitude pouvant comprendre par exemple une cabine de passagers, ou autre.

Suivant un mode de réalisation, non représenté, le dispositif 1 de propulsion comporte une (ou plusieurs) première pompe à eau pour acheminer l’eau dans la première canalisation 51 d’eau vers l’électrolyseur 6.

Suivant un mode de réalisation, le dispositif 1 de propulsion comporte une (ou plusieurs) deuxième pompe 31 à hydrogène et/ou une (ou plusieurs) vanne 32 de contrôle et/ou de décharge pour acheminer l’hydrogène de la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène et de la canalisation 63 d’envoi d’hydrogène vers l’injecteur 23.

Suivant un mode de réalisation, non représenté, le dispositif 1 de propulsion comporte une (ou plusieurs) troisième pompe à fluide caloporteur pour acheminer le fluide caloporteur du premier côté 7121 du récupérateur 712 de chaleur au deuxième côté 7122 du récupérateur 712 de chaleur par le premier conduit 711 d’apport de chaleur, la deuxième section 7110 du premier conduit 711 d’apport de chaleur et le conduit 714 de retour.

Suivant un mode de réalisation, non représenté, le dispositif 1 de propulsion comporte une (ou plusieurs) quatrième pompe de fluide chaud pour acheminer le fluide chaud sous pression dans la section 109 de la canalisation 110. Suivant un mode de réalisation, non représenté, la canalisation 110 est reliée au récupérateur 712 de chaleur.

On décrit ci-dessous en référence à la un mode de réalisation de la turbomachine 2.

La turbomachine 2 de propulsion aéronautique s’étend autour d’un axe AX ou direction axiale AX orientée de l’amont vers l’aval. Par la suite, les termes « amont », respectivement « aval » sont pris le long de la direction générale des gaz qui s’écoulent dans la turbomachine 2 selon l’axe AX. La direction allant de l’intérieur vers l’extérieur est la direction radiale DR partant de l’axe AX.

La turbomachine 2 peut être par exemple à double corps. La turbomachine 2 comprend un premier étage formé par la soufflante rotative 28 et un moteur à turbine à gaz central 130, situé en aval de la soufflante rotative 28. Le moteur à turbine à gaz central 130 comprend, de l’amont vers l’aval dans le sens d’écoulement des gaz, le compresseur basse pression CBP, le compresseur haute pression CHP, la chambre de combustion 160, la turbine haute pression THP et la turbine basse pression TBP, qui délimitent un flux primaire de gaz FP. La soufflante rotative 28 comprend un ensemble d’aubes 281 rotatives de soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur depuis un moyeu rotatif 250 de soufflante. La turbomachine 2 comporte une extrémité amont d'admission 290 située en amont de la soufflante 28, et une tuyère 380 d’éjection de produits de combustion, situé à une extrémité aval d'échappement 370. La turbomachine 2 comprend également un carter inter-veine 360 qui délimite une veine primaire dans laquelle circule le flux primaire FP qui traverse en aval de la soufflante 28 successivement le compresseur basse pression CBP, la chambre 160 de combustion, le compresseur haute pression CHP, la turbine haute pression THP et la turbine basse pression TBP.

Le carter inter-veine 360 comporte, de l’amont vers l’aval, un carter 361 du compresseur basse pression CBP, un carter intermédiaire 260, qui est interposé entre le compresseur basse pression CBP et le compresseur haute pression CHP, un carter 362 du compresseur haute pression CHP, un carter 363 de la turbine haute pression THP et un carter 190 de la turbine basse pression TBP.

Le compresseur basse pression CBP et le compresseur haute pression CHP peuvent comporter chacun un ou plusieurs étages, chaque étage étant formé par un ensemble d’aubes fixes (ou aubage de stator) et un ensemble d’aubes rotatives (ou aubage de rotor).

Les aubes fixes, non représentées, du compresseur basse pression CBP sont fixées au carter 361. Les aubes rotatives 120 du compresseur basse pression CBP sont fixées au premier arbre rotatif 131 de transmission.

Les aubes fixes, non représentées, du compresseur haute pression CHP sont fixées au carter 362. Les aubes rotatives 104 du compresseur haute pression CHP sont fixées à un deuxième arbre rotatif 132 de transmission. Ce deuxième arbre rotatif 132 de transmission forme l’arbre 132 de turbine haute pression mentionné ci-dessus.

La turbine haute pression THP et la turbine basse pression TBP peuvent comporter chacun un ou plusieurs étages, chaque étage étant formé par un ensemble d’aubes fixes (ou aubage de stator) et un ensemble d’aubes rotatives (ou aubage de rotor).

Les aubes fixes 214 de la turbine haute pression THP sont fixées au carter 363. Les aubes rotatives 106 de la turbine haute pression THP sont fixées au deuxième arbre rotatif 132 de transmission.

Les aubes fixes, non représentées, de la turbine basse pression TBP sont fixées au carter 190. Les aubes rotatives 108 de la turbine basse pression TBP sont fixées au premier arbre rotatif 131 de transmission.

En fonctionnement, l'air s'écoule à travers la soufflante rotative 28 et une première partie FP (flux primaire FP) du flux d'air est acheminée à travers le compresseur basse pression CBP et le compresseur haute pression CHP, dans lesquels le flux d'air est comprimé et envoyé à la chambre de combustion 160. Les produits de combustion chauds (gaz d’échappement, non représentés sur les figures) provenant de la chambre de combustion 160 sont utilisés pour entraîner les turbines THP et TBP et produire ainsi la poussée de la turbomachine 2. Les gaz d’échappement produits par la combustion de l’hydrogène dans la chambre 160 de combustion de la turbomachine 2 sont envoyés dans le flux primaire FP successivement en aval dans la veine 213 du distributeur haute pression 21, les aubes 106 de la turbine haute pression THP, puis dans les aubes 108 de la turbine basse pression TBP.

Les aubes 108 rotatives de la turbine basse pression TBP entraînent par le premier arbre rotatif 131 de transmission les aubes rotatives 120 du compresseur basse pression CBP en rotation autour de l’axe AX sous l'effet de la poussée des gaz de combustion provenant de la chambre de combustion 160. Les aubes rotatives 106 de la turbine haute pression THP entraînent par le deuxième arbre rotatif 132 de transmission les aubes rotatives 104 du compresseur haute pression CHP en rotation autour de l’axe AX sous l'effet de la poussée des gaz de combustion provenant de la chambre de combustion 160.

La turbomachine 2 comprend également une veine secondaire 390 qui est utilisée pour faire passer un flux secondaire FS du flux d'air évacué de la soufflante rotative 28 autour du carter inter-veine 360. Plus précisément, la veine secondaire 390 s'étend entre une paroi interne 350 d'un carénage 300 ou nacelle 300 et le carter inter-veine 360 entourant le moteur à turbine à gaz central 130. Des bras non représentés relient le carter intermédiaire 260 à la paroi interne 350 du carénage 300 dans la veine secondaire 390 du flux secondaire FS1.

La turbine basse pression TBP comporte dans sa partie aval suivant la direction AX un carter arrière 101 délimitant la tuyère 380 (par exemple annulaire) d’éjection de produits de combustion de la turbomachine 2.

L’aéronef A peut comporter un (ou plusieurs) dispositif 1 de propulsion tel que décrit ci-dessus, comportant donc une (ou plusieurs) turbomachine 2 aéronautique.

A la , un procédé de propulsion pour aéronef à l’aide du dispositif 1 de propulsion comporte les étapes suivantes :
injection, à l’étape E1, d’hydrogène depuis le premier réservoir 3 hydrogène et de kérosène depuis le deuxième réservoir 8 de kérosène par l’injecteur dans la chambre 160 de combustion de la au moins une turbomachine 2,
récupération, à l’étape E2 postérieure à l’étape E1, d’eau par le dispositif 10 de récupération d’eau depuis la au moins une surface 103 déterminée de l’aéronef,
condensation, à l’étape E3 postérieure à l’étape E2, de l’eau liquide par le condenseur 4 de liquide,
envoi, à l’étape E4 postérieure à l’étape E3, de l’eau liquide du condenseur 4 d’eau liquide au au moins un troisième réservoir 5 d’eau,
envoi, à l’étape E5 postérieure à l’étape E4, d’eau du troisième réservoir 5 d’eau par la au moins une première canalisation 51 d’eau au au moins un électrolyseur 6,
électrolyse, à l’étape E6 postérieure à l’étape E5, de l’eau par le au moins un électrolyseur 6, pour fournir de l’hydrogène dans la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène, laquelle est reliée au premier réservoir 3 d’hydrogène,
envoi, à l’étape E7 postérieure à l’étape E6, de l’hydrogène de la deuxième canalisation 61 de fourniture d’hydrogène au premier réservoir 3 d’hydrogène.

Bien entendu, les modes de réalisation, caractéristiques, possibilités et exemples décrits ci-dessus peuvent être combinés l’un avec l’autre ou être sélectionnés indépendamment l’un de l’autre.

Claims

Dispositif (1) de propulsion pour aéronef, comportant
au moins un premier réservoir (3) d’hydrogène,
au moins un deuxième réservoir (8) de kérosène,
au moins une turbomachine (2) aéronautique comportant une chambre (160) de combustion et au moins un injecteur (23) relié au premier réservoir (3) d’hydrogène et au deuxième réservoir (8) de kérosène pour injecter de l’hydrogène et du kérosène dans la chambre (160) de combustion,
caractérisé en ce que le dispositif (1) de propulsion comporte en outre
un dispositif (10) de récupération d’eau depuis au moins une surface (103) déterminée de l’aéronef, relié à au moins un condenseur (4) d’eau liquide,
au moins un troisième réservoir (5) d’eau en communication fluidique avec le condenseur (4) d’eau liquide,
au moins une première canalisation (51) d’eau alimentée en eau par le troisième réservoir (5) d’eau,
au moins un électrolyseur (6), qui est alimenté en eau par la première canalisation (51) d’eau et qui est configuré pour électrolyser l’eau et fournir de l’hydrogène dans une deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène, laquelle est reliée au premier réservoir (3) d’hydrogène, pour alimenter en hydrogène le premier réservoir (3) d’hydrogène.
Dispositif suivant la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif (10) de récupération d’eau comporte des orifices (1030) d’entrée d’eau et/ou des microperforations (1030) d’entrée d’eau, qui sont situés sur la surface déterminée (103) de l’aéronef et qui sont reliés au condenseur (4) d’eau liquide.
Dispositif suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la surface déterminée (103) de l’aéronef est située sur au moins une partie d’au moins une aile (A1) de l’aéronef (A) et/ou d’un empennage (E1) de l’aéronef (A).
Dispositif suivant la revendication 3, caractérisé en ce que la partie, sur laquelle se trouve la surface déterminée (103) de l’aéronef, est l’extrados de la au moins une aile.
Dispositif suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif (1) de propulsion comporte en outre au moins un échangeur (7, 71, 72) de chaleur configuré pour échauffer l’eau passant dans la première canalisation (51) d’eau,
le au moins un électrolyseur (6) étant alimenté en eau par la première canalisation (51) d’eau en aval de l’échangeur (7, 71, 72) de chaleur.
Dispositif suivant la revendication 4, caractérisé en ce qu’il est prévu comme échangeur (7, 71, 72) de chaleur au moins un premier échangeur (7, 71) de chaleur, configuré pour recevoir de la chaleur de la turbomachine (2).
Dispositif suivant la revendication 6, caractérisé en ce que le premier échangeur (7, 71) de chaleur comporte au moins un premier conduit (711) d’apport de chaleur, qui est relié à un récupérateur (712) de chaleur disposé dans la turbomachine (2) aéronautique à proximité de la chambre (160) de combustion, et une première zone (713) d’échange thermique, dans laquelle passent une première section (511) de la première canalisation (51) d’eau et une deuxième section (7110) du premier conduit (711) d’apport de chaleur, pour que la deuxième section (7110) du premier conduit (711) d’apport de chaleur échauffe l’eau passant dans la première section (511) de la première canalisation (51) d’eau.
Dispositif suivant la revendication 7, caractérisé en ce que le récupérateur (712) de chaleur est disposé autour d’un distributeur haute pression (21) du carter (22) d’une turbine haute pression (THP) de la turbomachine (2), le distributeur haute pression (21) étant situé dans la turbomachine (2) aéronautique en sortie de la chambre (160) de combustion.
Dispositif suivant l’une quelconque des revendications 5 à 8, caractérisé en ce qu’il est prévu comme échangeur (7, 71, 72) de chaleur au moins un deuxième échangeur (7, 72) de chaleur, configuré pour recevoir de la chaleur de la deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène.
Dispositif suivant la revendication 9, caractérisé en ce que le deuxième échangeur (7, 72) de chaleur comporte une deuxième zone (723) d’échange thermique, dans laquelle passent une deuxième section (512) de la première canalisation (51) d’eau et une troisième section de la deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène pour que la troisième section de la deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène échauffe l’eau passant dans la deuxième section (512) de la première canalisation (51) d’eau.
Dispositif suivant la revendication 7 ou 8, prise en combinaison avec la revendication 10 ou 11, caractérisé en ce que la deuxième section (512) de la première canalisation (51) d’eau est située en amont de la première section (511) de la première canalisation (51) d’eau dans le sens de passage de l’eau dans la première canalisation (51) d’eau.
Dispositif l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’électrolyseur (6) est configuré pour électrolyser l’eau et fournir de l’oxygène dans une troisième canalisation (62) de fourniture d’oxygène.
Dispositif suivant la revendication 12, caractérisé en ce que la troisième canalisation (62) de fourniture d’oxygène est reliée au moins à l’injecteur (23) pour injecter de l’hydrogène, du kérosène et de l’oxygène dans la chambre (160) de combustion.
Dispositif suivant la revendication 12 ou 13, caractérisé en ce que la troisième canalisation (62) de fourniture d’oxygène est reliée au moins à un quatrième réservoir (9) d’oxygène, destiné à alimenter en oxygène une servitude de l’aéronef, autre que la turbomachine (2) aéronautique.
Dispositif suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une première pompe à eau pour acheminer l’eau dans la première canalisation (51) d’eau vers l’électrolyseur (6).
Dispositif suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une deuxième pompe à hydrogène pour acheminer l’hydrogène de la deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène vers l’injecteur (23).
Dispositif suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte un autre échangeur (102) de chaleur, qui est associé au condenseur (4) et qui est configuré pour chauffer l’eau pour maintenir l’eau à l’état liquide dans le condenseur (4).
Dispositif suivant la revendication 17, caractérisé en ce que l’autre échangeur (102) de chaleur est configuré pour recevoir de la chaleur de la turbomachine (2).
Aéronef comportant au moins un dispositif (1) de propulsion suivant l’une quelconque des revendications précédentes.
Procédé de propulsion pour aéronef à l’aide du dispositif (1) de propulsion suivant l’une quelconque des revendications 1 à 18, procédé comportant les étapes suivantes :
injection (E1) d’hydrogène depuis le premier réservoir (3) hydrogène et de kérosène depuis le deuxième réservoir (8) de kérosène par l’injecteur dans la chambre (160) de combustion de la au moins une turbomachine (2),
récupération (E2) d’eau par le dispositif (10) de récupération d’eau depuis la au moins une surface (103) déterminée de l’aéronef,
condensation (E3) de l’eau liquide par le condenseur (4) de liquide,
envoi (E4) de l’eau liquide du condenseur (4) d’eau liquide au au moins un troisième réservoir (5) d’eau,
envoi (E5) d’eau du troisième réservoir (5) d’eau par la au moins une première canalisation (51) d’eau au au moins un électrolyseur (6),
électrolyse (E6) de l’eau par le au moins un électrolyseur (6), pour fournir de l’hydrogène dans la deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène, laquelle est reliée au premier réservoir (3) d’hydrogène,
envoi (E7) de l’hydrogène de la deuxième canalisation (61) de fourniture d’hydrogène au premier réservoir (3) d’hydrogène.