FR3139160A1 - Turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique - Google Patents

Turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique Download PDF

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Alban François LOUIS
Edmond FERT Jérémy
Paul Ghislain Albert LEVISSE
Nicolas Claude PARMENTIER
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Safran Aircraft Engines SAS
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Abstract

L’invention concerne une turbomachine aéronautique à hydrogène, comportant une turbine, un échangeur (200a) de chaleur ayant une paroi creuse (202) dont l’intérieur (302) délimité par une première surface (206) délimite un premier conduit (302) de passage d’un fluide (R ) de refroidissement, la paroi (202) jouxtant par une deuxième surface (205) de condensation de l’eau liquide un espace (204), qui est séparé de l’intérieur (302) et qui est en contact avec le gaz (G) d’échappement, la surface (205) comportant un bord aval (304) de récupération de l’eau liquide, un collecteur (305) d’eau liquide par gravité, relié au bord aval (304), le bord aval (304) et le collecteur (305) étant configurés pour recueillir l’eau liquide et condensée, présente sur la deuxième surface (205). Figure pour l’abrégé : Figure. 3A

Description

Turbomachine aéronautique à hydrogèneou autre combustible stocké de manière cryogénique
L'invention concerne une turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique.
Le domaine de l’invention concerne les turbomachines d’aéronefs, notamment les turboréacteurs ou les turbopropulseurs.
Les turbomachines ayant comme carburant l’hydrogène ou un autre combustible stocké de manière cryogénique nécessitent un échangeur de chaleur pour réchauffer l’hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique afin de le faire changer de l’état liquide à l’état gazeux et de l’amener à des conditions compatibles de l’injection.
Les turbomachines utilisées pour la propulsion d’avions émettent des particules et de la vapeur d’eau, génératrices de trainées de condensation. L’impact de ces trainées de condensation sur le climat n’est pas encore tout à fait quantifié, mais il pourrait être comparable à celui des émissions de dioxyde de carbone pour l’aviation. Dans le cadre d’une tentative de décarbonation de l’aviation, la piste de la combustion de dihydrogène est étudiée. L’impact positif de ce changement de combustible est le remplacement du dioxyde de carbone comme produit de combustion par de l’eau, ainsi que la suppression quasi-totale des particules et suies émises par les moteurs.
En revanche, les moteurs à hydrogène seraient amenés à produire 2.6 fois plus de vapeur d’eau à iso puissance, par rapport à un moteur conventionnel au kérosène. L’impact sur le climat des trainées de condensation d’eau issues de la combustion d’hydrogène pourrait être rédhibitoire pour cette nouvelle technologie en annihilant totalement le bénéfice de la décarbonation du combustible.
L’invention vise à obtenir une turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique, diminuant l’impact de la production d’eau issue de la combustion de l’hydrogène ou d’autre combustible stocké de manière cryogénique et s’intégrant bien à la turbomachine sans augmenter notablement son encombrement en plus d’un échangeur de chaleur et sans diminuer notablement la poussée de la turbomachine.
A cet effet, un premier objet de l’invention est une turbomachine aéronautique à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique, comportant
une turbine, comportant un carter délimitant un conduit annulaire de sortie de gaz d’échappement de la turbomachine, contenant de la vapeur d’eau,
un échangeur de chaleur, situé en aval de la turbine,
caractérisée en ce que
l’échangeur de chaleur comporte au moins une paroi creuse dont l’intérieur délimité par au moins une première surface de la paroi creuse délimite un premier conduit de passage d’un fluide de refroidissement,
la paroi creuse jouxtant par une deuxième surface de condensation de l’eau liquide un espace, qui est séparé de l’intérieur de la paroi creuse, qui est délimité par la deuxième surface de condensation de l’eau liquide et qui est en contact avec le gaz d’échappement de la turbomachine,
la deuxième surface de condensation de l’eau liquide appartenant à la paroi creuse et étant distincte de la première surface,
la deuxième surface de condensation de l’échangeur de chaleur comportant au moins un bord aval de récupération de l’eau liquide,
l’échangeur de chaleur comportant un collecteur d’eau liquide par gravité, qui est relié au bord aval de récupération sous celui-ci,
le bord aval de récupération et le collecteur d’eau liquide étant configurés pour recueillir l’eau liquide et condensée, présente sur la deuxième surface de condensation.
L’invention permet ainsi de capter une partie de la vapeur d’eau avant sa sortie du moteur pour éviter qu’elle sorte directement sous la forme de trainée de condensation vers l’extérieur. La (ou les) deuxième surface de l’échangeur de chaleur forme un condenseur surfacique, qui présente l’avantage de limiter les pertes de charge du flux de gaz de combustion lorsque ceux-ci traversent l’échangeur et donc de ne pas diminuer notablement la poussée. La captation de l’eau est réalisée de manière semi-passive et localisée à un emplacement limitant l’impact de la captation sur les performances du moteur.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, l’échangeur de chaleur comporte une paroi interne, une paroi externe entourant la paroi interne et des parois de liaison fixées entre la paroi interne et la paroi externe,
la paroi interne et/ou la paroi externe et/ou les parois de liaison étant creuses et ayant lesdites premières surfaces délimitant respectivement un premier conduit de passage d’un fluide de refroidissement et/ou un deuxième conduit de passage d’un fluide de refroidissement et/ou des troisièmes conduits de passage d’un fluide de refroidissement,
la paroi interne, la paroi externe et les parois de liaison étant intégrées au carter arrière et ayant lesdites deuxièmes surfaces de condensation de l’eau liquide, délimitant des secteurs de passage de passage des gaz d’échappement, qui sont situés dans le conduit annulaire de sortie de gaz d’échappement.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le carter arrière comporte une paroi intérieure annulaire délimitant intérieurement le conduit annulaire de sortie des gaz d’échappement,
la paroi creuse de l’échangeur est située en aval du carter arrière,
l’espace étant situé en aval du conduit annulaire de sortie de gaz d’échappement.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le carter arrière comporte une paroi extérieure annulaire et une paroi intérieure annulaire, qui délimitent entre elles le conduit annulaire de sortie des gaz d’échappement,
la paroi creuse de l’échangeur est située en aval du carter arrière,
l’espace étant situé en aval du conduit annulaire de sortie de gaz d’échappement.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la deuxième surface de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne de la paroi creuse de l’échangeur, ce côté interne de la paroi creuse étant entouré par l’intérieur de la paroi creuse,
l’espace de passage des gaz d’échappement étant entouré par la paroi creuse et par le premier conduit de passage du fluide de refroidissement,
un côté externe de la paroi creuse entourant le premier conduit de passage du fluide de refroidissement, le côté interne de la paroi creuse et l’espace de passage des gaz d’échappement,
au moins une entrée est prévue dans le côté interne de la paroi creuse pour faire entrer les gaz d’échappement dans l’espace,
au moins une sortie est prévue dans le côté externe de la paroi creuse pour faire sortir les gaz d’échappement,
la sortie étant située plus en aval que l’entrée.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la deuxième surface de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne de la paroi creuse de l’échangeur, ce côté interne de la paroi creuse étant entouré par l’intérieur de la paroi creuse,
l’espace de passage des gaz d’échappement étant entouré par la paroi creuse et par le premier conduit de passage du fluide de refroidissement,
un côté externe de la paroi creuse entourant le premier conduit de passage du fluide de refroidissement, le côté interne de la paroi creuse et l’espace de passage des gaz d’échappement,
au moins une entrée est prévue dans le côté interne de la paroi creuse pour faire entrer les gaz d’échappement dansl’espace ,
au moins une sortie est prévue dans le côté interne de la paroi creuse pour faire sortir les gaz d’échappement,
la sortie étant située plus en aval que l’entrée.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le bord aval de récupération comporte un réseau de gouttières convergeant au collecteur d’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le bord aval de récupération comporte sur la partie aval de la paroi interne ou du côté interne au moins une gouttière interne d’écoulement de l’eau liquide,
le bord aval de récupération comporte sur la partie aval de la paroi externe ou du côté interne au moins une gouttière externe d’écoulement de l’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le bord aval de récupération comporte sur la partie aval de chaque paroi de liaison au moins une gouttière radiale d’écoulement de l’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la gouttière radiale d’écoulement de l’eau liquide de chaque paroi de liaison est délimitée par un bec amont faisant un angle aigu entre chaque surface extérieure de condensation de la paroi de liaison et une surface intermédiaire reliant entre elles les deux surfaces extérieures de condensation de la paroi de liaison,
les becs amont et la surface intermédiaire délimitant en amont la gouttière radiale d’écoulement de l’eau liquide,
une surface aval de fond de gouttière étant prévue à distance et en aval de la surface intermédiaire et délimitant en aval la gouttière radiale d’écoulement de l’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, une ouverture radiale extérieure de prélèvement d’une partie des gaz d’échappement dans la gouttière radiale d’écoulement de l’eau liquide est disposée entre les becs amont et la surface aval de fond de gouttière.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface aval de fond de gouttière occupe une largeur plus petite qu’une largeur de la surface intermédiaire.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface aval de fond de gouttière est reliée par ses extrémités amont à un rebord anti-retour amont.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le collecteur d’eau liquide est relié à un système de pressurisation pneumatique de l’eau pour éjecter l’eau contenue dans le collecteur par des buses d’éjection sous une forme de gouttelettes sous pression vers l’extérieur.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le collecteur d’eau liquide est relié à un dispositif de chasse d’eau, configuré pour libérer vers l’extérieur un volume déterminé d’eau lorsque l’eau liquide atteint ce volume déterminé dans le collecteur d’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le collecteur d’eau liquide est relié à des buses d’évacuation en continu de l’eau de collecteur vers l’extérieur.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la turbomachine comporte une vanne de régulation ou de coupure du débit des gaz d’échappement en amont de l’échangeur de chaleur.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le fluide de refroidissement est l’hydrogène servant de combustible à la turbomachine, ou un autre combustible stocké de manière cryogénique servant de combustible à la turbomachine ou un fluide caloporteur.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le premier conduit de passage d’un fluide de refroidissement, le deuxième conduit de passage d’un fluide de refroidissement et les troisièmes conduits de passage d’un fluide de refroidissement communiquent entre eux.
représente une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine aéronautique à hydrogène suivant un premier mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine aéronautique à hydrogène suivant un deuxième mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine aéronautique à hydrogène suivant un troisième mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine aéronautique à hydrogène suivant un quatrième mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en perspective d’un échangeur de chaleur d’une turbomachine aéronautique suivant le premier mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe transversale d’un échangeur de chaleur d’une turbomachine aéronautique suivant le premier mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en perspective en coupe axiale d’un échangeur de chaleur d’une turbomachine aéronautique suivant le premier mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique d’un circuit de canalisations de fluides d’un échangeur de chaleur d’une turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe axiale d’une partie d’un bord de récupération d’un échangeur de chaleur d’une turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe transversale suivant les lignes interrompues de la d’une partie d’un bord de récupération d’un échangeur de chaleur d’une turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention de la .
représente une vue schématique d’un circuit de canalisations de fluides d’un collecteur d’eau d’une turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique d’un circuit de canalisations de fluides d’un collecteur d’eau d’une turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique d’un circuit de canalisations de fluides d’un collecteur d’eau d’une turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe transversale d’un échangeur de turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
représente une vue schématique en coupe transversale d’un échangeur de turbomachine aéronautique suivant un mode de réalisation de l’invention.
Aux figures 1A, 1B, 1C, 1D, la turbomachine aéronautique 100 a comme combustible du dihydrogène, qui est mis en combustion avec de l’air comprimé du flux primaire FP dans une chambre 160 de combustion. L’hydrogène peut être stocké à l’état liquide dans un ou plusieurs réservoirs d’hydrogène sur l’aéronef portant la turbomachine 100. L’aéronef peut être par exemple un avion ou un hélicoptère et peut comporter une ou plusieurs turbomachines aéronautiques 100 destinées à le propulser dans les airs. Bien entendu, la turbomachine aéronautique 100 pourrait avoir ci-dessous comme combustible un combustible stocké de manière cryogénique, qui est autre que le dihydrogène.
L’ensemble moteur à turbine à gaz ou turbomachine 100 s’étend autour d’un axe AX ou direction axiale AX (ou première direction longitudinale AX mentionnée ci-dessous) 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 selon l’axe AX. La direction allant de l’intérieur vers l’extérieur est la direction radiale DR (ou troisième direction DR de hauteur mentionnée ci-dessous) partant de l’axe AX.
La turbomachine 100 est par exemple à double corps, ainsi que cela est décrit ci-dessous. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation non représentés, la turbomachine pourrait être à simple corps ou à triple corps. L’invention est particulièrement intéressante pour une turbomachine à double corps. D’une manière générale le terme de turbine basse pression TBP ci-dessous peut être remplacé par turbine.
La turbomachine 100 comprend un premier étage formé par une 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, un compresseur basse pression CBP, un compresseur haute pression CHP, la chambre de combustion 160, une turbine haute pression THP et une turbine basse pression TBP, qui délimitent un flux primaire de gaz FP. La soufflante rotative 28 comprend un ensemble d’aubes 2 rotatives de soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur depuis un moyeu rotatif 250 de soufflante. La turbomachine 100 présente une extrémité amont d'admission 290 située en amont de la soufflante 28, et une extrémité aval d'échappement 370 ou tuyère 370 d’éjection du flux secondaire. La turbomachine 100 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, 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 à un premier arbre rotatif de transmission, non représenté.
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 de transmission, non représenté.
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, non représentées, 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 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 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 100. Les gaz d’échappement produits par la combustion de l’hydrogène dans la chambre 160 de combustion de la turbomachine 100 contiennent de la vapeur d’eau et sont envoyés dans le flux primaire FP successivement en aval dans 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 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 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 100 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 FS.
La turbine basse pression TBP comporte dans sa partie aval suivant la direction AX un carter arrière 101 délimitant un conduit annulaire 102 de sortie des gaz G d’échappement de la turbomachine 100, contenant de la vapeur d’eau issue de la combustion de l’hydrogène dans la chambre 160 de combustion. Le carter arrière 101 est relié en aval à la tuyère 370 d’éjection des gaz. Le carter arrière 101 comporte une paroi extérieure 1012 annulaire et une paroi intérieure 1011 annulaire, reliée à la paroi extérieure 1012 annulaire par des bras (non représentés et pouvant être sensiblement radiaux). La paroi extérieure 1012 annulaire, la paroi intérieure 1011 annulaire et les bras du carter arrière 101 délimitent entre eux le conduit annulaire 102 de sortie des gaz G d’échappement. Entre la paroi intérieure 1011 annulaire et les aubes rotatives 106 de la turbine haute pression THP se trouve également un autre conduit annulaire 103 de sortie des gaz G d’échappement, qui communique par ailleurs avec le conduit annulaire 102 de sortie des gaz G d’échappement. La paroi intérieure 1011 annulaire délimite intérieurement l’autre conduit annulaire 103 de sortie des gaz G d’échappement.
La turbomachine 100 comprend un échangeur de chaleur 200a ou 200b ou 200c ou 200d, situé en aval de la turbine basse pression TBP et en amont de la tuyère 370 d’éjection du flux primaire.
Ci-dessous, l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur de la turbomachine aéronautique 100 suivant l’invention est décrit dans différents modes de réalisation en référence aux figures 1A, 1B, 1C, 1D, 2A, 2B, 3A, 3B, 4A, 4B, 5A, 5B, 5C, 6 et 7.
Dans les modes de réalisation représentés à titre d’exemple aux figures 1A, 1B, 1C, 1D, 2A, 2B, 3A, 3B, 4A, 4B, 5A, 5B, 5C, 6 et 7, l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur comporte une paroi creuse 202 ou plusieurs parois creuses 201, 202, 203. L’intérieur 302 (ou 301, 302, 303 ; 302) de la paroi creuse 202 ou des parois creuses 201, 202, 203 est délimité par une (ou plusieurs) première surface 206 de celle-ci et délimite un premier conduit 302 de passage d’un fluide R de refroidissement ou plusieurs conduits 301, 302, 303 de passage d’un fluide R de refroidissement. La paroi creuse 202 ou les parois creuses 201, 202, 203 jouxte par une (ou plusieurs) deuxième surface 205 de condensation de l’eau liquide un espace 204, lequel est séparé de l’intérieur 302 (ou 301, 302, 303 ; 302) de la paroi creuse 202 ou des parois creuses 201, 202, 203. L’intérieur 302 (ou 301, 302, 303 ; 302) de la paroi creuse 202 ou des parois creuses 201, 202, 203 est délimité par la (ou les) deuxième surface 205 de condensation de l’eau liquide et est en contact avec le gaz G d’échappement de la turbomachine.
La (ou les) deuxième surfaces 205 de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur comporte un (ou plusieurs) bord aval 304 de récupération de l’eau liquide W condensée sur la (ou les) deuxième surface 205. L’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur comporte un collecteur 305 d’eau liquide par gravité, qui est relié au bord aval 304 (ou aux bords aval 304) et qui est positionné sous celui-ci. Le (ou les) bord aval 304 de récupération et le collecteur 305 sont configurés pour recueillir l’eau liquide et condensée W, présente sur la (ou les) deuxième surface 205 de condensation. Le collecteur 305 d’eau liquide peut collecter l’eau liquide par gravité avec entraînement / forçage par extraction d’une fraction des gaz d’échappement.
Ainsi, le fluide R de refroidissement permet de refroidir la paroi creuse 202 ou les parois creuses 201, 202, 203 et provoque la condensation de l’eau W du flux de gaz G d’échappement contre la (ou les) deuxième surface 205. La (ou les) surface extérieure 205 forme donc un condenseur surfacique d’eau liquide, incorporé à l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur. La (ou les) deuxième surface 205 est donc une (ou plusieurs) deuxième surface 205 de condensation d’eau.
Ainsi, le flux de gaz G d’échappement à la sortie de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur contient moins d’eau. L’eau condensée W à l’état liquide sur la (ou les) deuxième surface 205 de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur ruisselle en direction du (ou des) bord aval 304, en étant poussée par le flux de gaz G d’échappement passant dans l’espace 204 de l’amont vers l’aval.
Dans un premier mode de réalisation, représenté à titre d’exemple aux figures 1A, 2A, 2B et 3A, l’échangeur 200a de chaleur comporte une paroi interne 201 entourant l’axe AX, une paroi externe 202 entourant la paroi interne 201 autour de l’axe AX et des parois 203 de liaison fixées entre la paroi interne 201 et la paroi externe 202. La paroi interne 201 peut être par exemple cylindrique circulaire autour de l’axe AX. La paroi externe 202 peut être par exemple cylindrique circulaire autour de l’axe AX. Les parois 203 de liaison peuvent être sensiblement radiales. Bien entendu, la paroi interne 201, la paroi externe 202 et les parois 203 de liaison pourraient avoir une autre forme.
Dans ce premier mode de réalisation, la paroi interne 201, la paroi externe 202 et les parois 203 de liaison sont intégrées au carter arrière 101. Par exemple, la paroi interne 201 peut être intégrée à la paroi intérieure 1011 annulaire du carter arrière 101. Par exemple, la paroi externe 202 peut être intégrée à la paroi extérieure 1012 annulaire du carter arrière 101.
La paroi interne 201, la paroi externe 202 et les parois 203 de liaison sont creuses. Dans ce premier mode de réalisation, le terme « intérieur » signifie intérieur aux parois creuses 201, 202, 203, c’est-à-dire qualifie les surfaces intérieures 206, qui délimitent les creux dans les parois creuses 201, 202, 203. La paroi interne 201, la paroi externe 202 et les parois 203 de liaison ont les premières surfaces intérieures 206, qui délimitent le premier conduit 301 de passage d’un fluide R de refroidissement situé dans la paroi interne 201, le deuxième conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement situé dans la paroi externe 202 et les troisièmes conduits 303 de passage du fluide R de refroidissement situés dans les parois 203 de liaison. Les conduits 301, 302 et 303 communiquent entre eux. Bien entendu, il peut prévu seulement un ou plusieurs troisièmes conduits 303 dans un ou plusieurs des parois 203 sans les autres conduits 301 et/ou 302, dans le cas où seulement la ou les parois 203 de liaison est creuse. Bien entendu, il peut prévu seulement le premier conduit 301 de passage dans tout ou partie de la paroi interne 201 sans les autres conduits 302 et/ou 303 dans le cas où seulement la ou les parois internes 201 est creuse. Bien entendu, il peut prévu seulement le deuxième conduit 302 de passage dans tout ou partie de la paroi externe 202 sans les autres conduits 301 et/ou 303 dans le cas où seulement la ou les parois 202 externes est creuse. Bien entendu, les conduits 301, 302 et 303 pourraient ne pas communiquer entre eux.
La paroi interne 201, la paroi externe 202 et les parois 203 de liaison ont les deuxièmes surfaces 205 de condensation de l’eau liquide, qui sont exposées au flux des gaz G d’échappement. Les deuxièmes surfaces 205 de la paroi interne 201, de la paroi externe 202 et des parois 203 de liaison délimitent des secteurs 204, dans lesquels passe le flux des gaz G d’échappement suivant la direction axiale AX de l’amont vers l’aval. Les secteurs 204 de passage de passage des gaz G d’échappement qui sont situés dans le conduit annulaire 102 de sortie de gaz d’échappement en aval de ce dernier.
Les deuxièmes surfaces 205 des parois 203 de liaison sont situées du côté opposé (c’est-à-dire séparé par la matière des parois 203 de liaison) par rapport aux premières surfaces intérieures 206 des parois 203 de liaison.
Les deuxièmes surfaces 205 de la paroi interne 201 sont situées du côté opposé (c’est-à-dire séparé par la matière de la paroi interne 201) par rapport à certaines des premières surfaces intérieures 206 de la paroi interne 201 (c’est-à-dire par rapport à celles des premières surfaces intérieures 206 de la paroi interne 201 qui sont situées autour du premier conduit 301 de passage du fluide R de refroidissement).
Les deuxièmes surfaces 205 de la paroi externe 202 sont situées du côté opposé (c’est-à-dire séparé par la matière de la paroi externe 202) par rapport à certaines des premières surfaces intérieures 206 de la paroi externe 202 (c’est-à-dire par rapport à celles des premières surfaces intérieures 206 de la paroi externe 202 qui sont entourées par le deuxième conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement).
Dans un deuxième mode de réalisation, représenté à titre d’exemple aux figures 1B, 6 et 7, l’échangeur 200b de chaleur a sa paroi creuse 202 située en aval du carter arrière 101. L’espace 204 est situé en aval de l’autre conduit annulaire 103 de sortie de gaz G d’échappement.
La deuxième surface 205 de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne 2021 de la paroi creuse 202, ce côté interne 2021 de la paroi creuse 202 étant entouré par l’intérieur 302 de la paroi creuse 202. L’espace 204 de passage des gaz G d’échappement est donc entouré par la paroi creuse 202 et par le premier conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement. Le côté externe 2022 de la paroi creuse 202 entoure le premier conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement, le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 et l’espace 204 de passage des gaz G d’échappement.
Le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 est fixé à la paroi intérieure 1011 annulaire du carter arrière 101. Ainsi, l’espace 204 de passage des gaz G d’échappement est en aval de l’autre conduit 103 de sortie des gaz G d’échappement entouré par la paroi intérieure 1011 annulaire du carter arrière 101.
Dans un troisième mode de réalisation, représenté à titre d’exemple aux figures 1C, 6 et 7, l’échangeur 200c de chaleur a sa paroi creuse 202 située en aval du carter arrière 101. L’espace 204 est situé en aval du conduit annulaire 102 de sortie de gaz G d’échappement.
La deuxième surface 205 de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne 2021 de la paroi creuse 202, ce côté interne 2021 de la paroi creuse 202 étant entouré par l’intérieur 302 de la paroi creuse 202. L’espace 204 de passage des gaz G d’échappement est donc entouré par la paroi creuse 202 et par le premier conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement. Le côté externe 2022 de la paroi creuse 202 entoure le premier conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement, le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 et l’espace 204 de passage des gaz G d’échappement.
Une (ou plusieurs) entrée 2023 est prévue dans le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 pour faire entrer les gaz G d’échappement dans l’espace 204. Une (ou plusieurs) sortie 2024 est prévue dans le côté externe 2022 de la paroi creuse 202 pour faire sortir les gaz G d’échappement. La sortie 2024 est située plus en aval que l’entrée 2023. Le flux des gaz G d’échappement pénétrant dans l’échangeur 200c est ainsi renvoyé dans le flux secondaire de la turbine.
Dans un quatrième mode de réalisation, représenté à titre d’exemple aux figures 1D, 6 et 7, l’échangeur 200d de chaleur a sa paroi creuse 202 située en aval du carter arrière 101. L’espace 204 est situé en aval du conduit annulaire 102 de sortie de gaz G d’échappement.
La deuxième surface 205 de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne 2021 de la paroi creuse 202, ce côté interne 2021 de la paroi creuse 202 étant entouré par l’intérieur 302 de la paroi creuse 202. L’espace 204 de passage des gaz G d’échappement est donc entouré par la paroi creuse 202 et par le premier conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement. Le côté externe 2022 de la paroi creuse 202 entoure le premier conduit 302 de passage du fluide R de refroidissement, le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 et l’espace 204 de passage des gaz G d’échappement.
Une (ou plusieurs) entrée 2023 est prévue dans le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 pour faire entrer les gaz G d’échappement dans l’espace 204. Une (ou plusieurs) sortie 2024 est prévue dans le côté externe 2022 de la paroi creuse 202 pour faire sortir les gaz G d’échappement. La sortie 2024 est située plus en aval que l’entrée 2023. Une (ou plusieurs) sortie 2024 est prévue dans le côté interne 2021 de la paroi creuse 202 pour faire sortir les gaz d’échappement. Le flux des gaz G d’échappement traversant l’échangeur 200d est ainsi réinjecté dans le flux primaire de la turbine.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la turbomachine comporte une source de liquide cryogénique fournissant le fluide R de refroidissement sous la forme d’un liquide cryogénique.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le fluide R de refroidissement peut être de l’hydrogène liquide du réservoir d’hydrogène. Ainsi l’hydrogène du réservoir peut donc être échauffé par la (ou les) première surface 206 de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur, pour pouvoir faire passer cet hydrogène à l’état gazeux et pouvoir ensuite l’injecter dans cet état gazeux dans la chambre 160 de combustion, afin de l’y brûler.
Dans d’autres mode de réalisation de l’invention, le fluide R de refroidissement est autre que l’hydrogène liquide du réservoir d’hydrogène. Le fluide R de refroidissement peut être par exemple de l’azote, du dioxyde de carbone, ou autres. Des fluides R de refroidissement peuvent également être disponibles dans le cadre de la mise en place d’une boucle caloporteuse ayant pour but le réchauffage et/ou la vaporisation de l’hydrogène avant son introduction dans la chambre 160 de combustion.
L’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d peut être alimenté par un débit fixe de fluide R de refroidissement, un débit variable passif de fluide R de refroidissement, par exemple si ce débit est entraîné par un composant relié à l’un des rotors du moteur 130, ou un débit variable actif de fluide R de refroidissement, si ce débit est par exemple entraîné par une motopompe désolidarisée des rotors du moteur 130.
La partie condenseur formée par les deuxièmes surfaces 205 peut représenter tout ou partie de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d, et la partie de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d utilisée pour condenser la vapeur d’eau peut être variable et contrôlée :
  • soit en alimentant temporairement une partie de la paroi interne 201 et/ou de la paroi externe 202 et/ou des parois 203 de liaison avec le fluide R de refroidissement,
  • soit en pilotant une vanne 207 de gaz G d’échappement présentée dans la , qui permettra ou non l’entraînement de l’eau condensée vers le collecteur 305 d’eau.
La forme générale de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d peut être par exemple une forme de carter de turbine. Une autre forme peut être donnée à cet échangeur / condenseur 200a ou 200b ou 200c ou 200d dans le but d’améliorer le rendement en eau (par exemple par l’ajout de bras, un allongement, l’ajout de chicanes sensées maximiser les contacts gaz d’échappement / surfaces froides).
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté à titre d’exemple aux figures 4A et 4B, le bord aval 304 de récupération comporte un réseau de canaux ou gouttières 306, 307, 308 aval convergeant vers le collecteur 305 d’eau liquide W. Cela forme un système de captation de l’eau liquide récupérée. Le positionnement des gouttières 306, 307, 308 en aval de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur présente le double intérêt de laisser un maximum de surface de condensation disponible, et la possibilité de limiter les pertes de charge vues par les gaz G d’échappement, pouvant avoir un impact non négligeable sur les performances de la machine et donc sur la formation de trainées de condensation. Ce réseau de gouttières 306, 307, 308 peut être réalisé de plusieurs manières : mécano-soudé, ou par fabrication additive.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le bord aval 304 de récupération comporte sur la partie aval de la paroi interne 201 ou du côté interne 2021 au moins une gouttière 307 interne d’écoulement de l’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le bord aval 304 de récupération comporte sur la partie aval de la paroi externe 202 ou du côté interne 2021 au moins une gouttière 308 externe d’écoulement de l’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le bord aval 304 de récupération comporte sur la partie aval de chaque paroi 203 de liaison au moins une gouttière 306 radiale d’écoulement de l’eau liquide.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, les deux deuxièmes surfaces 205 de condensation d’une même paroi 203 de liaison sont reliées entre elles par une surface intermédiaire 308 délimitant en amont la gouttière 306 radiale d’écoulement de l’eau liquide. Un bec amont 307 fait un angle aigu entre chaque deuxième surface 205 de condensation de la paroi 203 de liaison et un côté de la surface intermédiaire 308 et délimite également en amont la gouttière 306 radiale d’écoulement de l’eau liquide. Une surface aval 309 de fond de gouttière ou goulotte 309 est disposée à distance et en aval de la surface intermédiaire 308 et des becs amont 307. La surface aval 309 de fond de gouttière délimite en aval la gouttière 306 radiale d’écoulement de l’eau liquide. L’espacement de la goulotte 309 par rapport aux deux deuxièmes surfaces 205 et à la surface intermédiaire 308 permet de laisser passer l’eau liquide ruisselant sur la paroi 203. L’entraînement de l’eau dans la gouttière 306 radiale vers le collecteur 305 est réalisé par gravité. Le bec amont 307 assure, en amont, une cassure d’angle permettant la formation de gouttes d’eau. Ces gouttes d’eau sont entrainées dans le système 306, 307, 308 de captation.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, cet entrainement peut être en continu.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, cet entrainement peut être effectué sur activation de la vanne 207 d’air ambiant présentée dans la . On utilise le différentiel de pression entre la partie interne de la tuyère 370 et l’air ambiant (ou le flux secondaire FS).
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface aval 309 de fond de gouttière est reliée par ses extrémités amont 3092 à un rebord anti-retour amont 3091 dirigé vers l’intérieur et positionné an amont et à distance de la surface aval 309 de fond de gouttière. Ce rebord anti-retour amont 3091 jouxte l’ouverture 310. Ce rebord anti-retour amont 3091 permet de piéger les gouttes W d’eau contre la surface aval 309 de fond de gouttière et d’empêcher un débordement, ainsi qu’indiqué par la flèche F sur la .
Suivant un mode de réalisation de l’invention, ainsi que représenté aux et 4B, chaque paroi 203 de liaison est profilée avec une forme aérodynamique s’effilant de l’amont vers l’aval depuis une partie intermédiaire 2030 ayant une largeur transversale L3 maximale suivant la direction E transversale (ou circonférentielle autour de la direction axiale AX) perpendiculaire à la direction AX et à la direction DR radiale. Les deux deuxièmes surfaces 205, opposées l’une à l’autre, de la paroi 203 de liaison se rapprochent l’une de l’autre suivant la direction E transversale, lorsque l’on va de la partie intermédiaire 2030 vers le bord aval 304 dans la direction axiale AX. La goulotte 309 possède une largeur transversale L2, qui est plus petite que la largeur transversale L1 de la surface intermédiaire 308 suivant la direction E transversale (entre les becs amont 307) et qui en face de la surface intermédiaire 308 suivant la direction axiale AX. La surface aval 3090 de la goulotte 309 peut être formée par un bord de fuite arrondi de la paroi 203 de liaison.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, une ouverture radiale extérieure 310 de prélèvement d’une partie des gaz d’échappement dans la gouttière 306 radiale d’écoulement de l’eau liquide W est disposée entre les becs amont 307et la surface aval 309 de fond de gouttière. Ainsi, l’entraînement de l’eau dans la gouttière 306 radiale vers le collecteur 305 est réalisé par gravité, mais également par la mise en place d’un circuit d’entraînement basé sur l’extraction d’une portion des gaz d’échappement par l’ouverture 310, ces gaz d’échappement poussant l’eau dans l’ouverture 310. Ce circuit d’entraînement utilise le différentiel de pression entre l’intérieur de la tuyère 370 de la turbomachine et l’air ambiant. L’ouverture radiale extérieure 310 peut être présente dans la forme aérodynamique s’effilant de l’amont vers l’aval de la paroi 203 de liaison.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la gouttière 308 externe d’écoulement de l’eau liquide est en forme de gorge sur la paroi externe 201.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la gouttière 307 interne d’écoulement de l’eau liquide est en forme de gorge sur la paroi interne 202.
A l’arrivée dans le collecteur 305 d’eau liquide, l’eau s’écoule par gravité, et les gaz G d’échappement continuent leur trajet vers la tuyère 370 située sur la partie externe de la nacelle (vers l’ambiant ou vers le flux secondaire FS). Une vanne 207 de régulation ou vanne 207 de coupure peut être installée en amont des secteurs 204 de passage des gaz G d’échappement, de manière à activer ou réguler le débit de gaz G d’échappement, et par conséquent la captation d’eau dans le collecteur 305.
Le réseau d’extraction d’eau 306, 307, 308 peut emprunter un parcours similaire à celui du réseau de conduits 301, 302, 303 de fluide R de refroidissement froid, à une cloison près, et par exemple en sens inverse, de manière à poursuivre la liquéfaction de la vapeur d’eau des gaz G d’échappement utilisés pour l’entraînement. D’autre part, la baisse de température des gaz G d’échappement pourra être utilisée pour en abaisser la pression en aval et ainsi augmenter l’efficacité de l’entraînement.
On peut positionner des piquages d’air et le collecteur 305 d’eau afin d’empêcher tout givrage du système de captation lors de l’utilisation du moteur. Des drains éventuels peuvent être prévus pour empêcher la stagnation d’eau à l’arrêt moteur pour éviter tout givrage de l’eau hors fonctionnement du moteur. Un piquage annexe de gaz d’échappements provenant de la tuyère 370 pourra être utilisé pour dégivrer le système au démarrage ou redémarrage du moteur.
Le volume total d’eau capté, même avec une performance de 50% du système de captation, peut dépasser l’ordre de grandeur de la tonne sur la durée d’un vol de quelques heures.
Plusieurs possibilités d’utilisation de l’eau liquide W collectée dans le collecteur 305 existent. Ces différentes possibilités d’utilisation peuvent être combinées.
Selon une première possibilité, une partie de l’eau liquide collectée dans le collecteur 305 est envoyée à l’aéronef, via un réseau de pompes, filtres, et vannes de régulation, par exemple pour l’alimentation de son réseau d’eau non potable.
Selon une deuxième possibilité, une partie de l’eau liquide W collectée dans le collecteur 305 est utilisée pour effectuer des lavages du moteur en vol. L’eau liquide collectée dans le collecteur 305 peut être immédiatement réinjectée dans le compresseur haute pression CHP avec l’économie que cela génère sur la masse du collecteur 305.
Selon une troisième possibilité, une partie de l’eau liquide collectée dans le collecteur 305 est utilisée dans un mélange eau-méthanol pour augmenter la puissance de moteurs qui utilisent cette technique.
Selon une quatrième possibilité, une partie de l’eau liquide collectée dans le collecteur 305 est injectée dans la chambre 160 de combustion. Cela permet de participer à réduire les NOx dans celle-ci. En effet, la production de NOx est un des inconvénients forts de l’utilisation de l’hydrogène comme combustible, car la température au cœur de la flamme est très élevée. L’injection d’eau, modérée en vapeur en amont de la flamme et en plus grande quantité dans la dilution permet d’abaisser la température de flamme qui pilote directement la production de NOx et de figer les réactions lentes dont le NOx en aval de la flamme. La diminution des températures, notamment en sortie de la chambre 160 permet aussi de fonctionner à plus forte richesse (donc plus d’énergie disponible) sans affecter la durée de vie de la turbine (et de la chambre).
Néanmoins, il peut être nécessaire (en fonction des utilisations prévues) de larguer une certaine proportion de l’eau liquide collectée dans le collecteur 305, soit instantanément, soit à intervalles réguliers, soit en quittant les conditions de formations de trainées de condensation (selon les conditions altitude / température / humidité relative, définies par exemple par Schmidt-Appleman dans la littérature scientifique). Il est possible de relarguer l’eau en continu, mais sous une forme qui ne génère pas de trainées de condensation (gouttes calibrées par exemple, qui peuvent précipiter rapidement au lieu de rester en altitude).
Cette eau captée W pourra servir à un stockage temporaire sur l’aéronef et à son relargage dans l’atmosphère sous une forme (taille de gouttes) maîtrisée, permettant par exemple une précipitation plus rapide de l’eau et ainsi une limitation de la formation de trainées de condensation ayant un impact significatif sur le forçage radiatif.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté aux figures 3B et 5B, la turbomachine 100 comporte un dispositif 431 de calibration automatique d’un volume 412 d’eau prédéfini d’eau liquide W sorti depuis le collecteur 305. Ce dispositif 431 de calibration automatique peut être passif et comporter un flotteur 432 déclenchant l’ouverture d’une vanne 433 prévue sur une canalisation 434 de sortie d’eau reliée au collecteur 305 (système passif). Ce volume 412 prédéfini d’eau est envoyé par la canalisation 434 à une autre sortie 435 de largage d’eau située sur la nacelle 300, à proximité ou non de la tuyère 370 d’évacuation des gaz d’échappement du système de prélèvement. La sortie 435 de largage d’eau peut être située en un point bas de la nacelle 300, préférablement vers l’air ambiant, mais possiblement vers le flux secondaire FS de la turbomachine 100. La forme de cette sortie 435 de largage d’eau peut être configurée pour calibrer les gouttes d’eau relâchées dans l’atmosphère. On pourra par exemple utiliser les efforts de cisaillement aérodynamiques de l’air ambiant, ou des gaz d’échappement du système de captation d’eau, pour encadrer la taille des gouttes d’eau émises (système passif).
La turbomachine 100 peut comporter un dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau W éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305. Des exemples de dispositifs 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305 sont donnés ci-dessous. Ce dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305 pourra viser à maximiser la taille des gouttes d’eau, pour entraîner une précipitation rapide de l’eau, avant la formation de trainées de condensation et à maîtriser la taille des gouttes d’eau émises, dans une plage de taille démontrée moins génératrice de trainées de condensation. On pourra envisager de modifier le mode de fonctionnement du dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305 en fonction des phases de vol ou des conditions météorologiques.
Suivant un mode de réalisation du dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305, représenté à la , le collecteur 305 d’eau liquide est relié à un système 401 de pressurisation pneumatique de l’eau pour éjecter l’eau contenue dans le collecteur 305 par des buses 402 d’éjection sous une forme de gouttelettes pressurisées vers l’extérieur. Cette solution de type buse pressurisée permet de contrôler finement la taille des gouttes d’eau émises. Une autre alternative pourrait utiliser un système actif de buses pressurisées, permettant d’atteindre une distribution de tailles de gouttes plus précise (en maîtrisant la vitesse de cisaillement).
Suivant un mode de réalisation du dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305, représenté à la , le collecteur 305 d’eau liquide est relié à un dispositif 411 de chasse d’eau, configuré pour libérer vers l’extérieur un volume 412 prédéfini d’eau lorsque l’eau liquide atteint ce volume déterminé 412 dans le collecteur 305 d’eau liquide, ainsi que représenté par le graphe du volume V d’eau présent dans le collecteur 305 en fonction du temps t de la . Cela permet de limiter au maximum les efforts de cisaillement pour maximiser la taille et donc la précipitation des gouttes d’eau vers l’extérieur.
Suivant un mode de réalisation du dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305, représenté à la , le collecteur 305 d’eau liquide est relié à des buses 421 d’évacuation en continu de l’eau de collecteur 305 vers l’extérieur. Cette solution gravitaire est simple. L’eau y est évacuée en continu. La forme des buses 421 ainsi que l’air ambiant déterminent directement le profil de taille des gouttes d’eau émises.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la turbomachine 100 comporte un dispositif 500 de dégivrage de l’eau W issue du collecteur 305 et de l’eau stockée dans le collecteur 305. Dans le but d’éviter un givrage trop rapide des gouttes d’eau évacuées et/ou d’éviter le givrage du dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau éjectées vers l’extérieur depuis le collecteur 305, on pourra utiliser un gaz chaud GC d’entraînement des gouttes d’eau issues du collecteur 305. Ce gaz chaud GC d’entraînement des gouttes d’eau peut être par exemple de l’air chaud prélevé par exemple au niveau du compresseur haute pression CHP ou du compresseur basse pression CBP du moteur 130. Ou ce gaz chaud GC d’entraînement des gouttes d’eau peut être par exemple une partie du flux des gaz G d’échappement prélevée à la position axiale adéquate en termes de température, issus de la chambre 160 de combustion. Ou ce gaz chaud GC d’entraînement des gouttes d’eau peut être par exemple plus simplement l’air de ventilation/refroidissement d’un compartiment qui a été chauffé par les équipements de la zone et qui est ensuite rejeté à l’ambiant pour assurer une bonne circulation. Le couplage avec une source d’air ou de gaz de combustion chauds permet de rendre le système fonctionnel à basse température, et de retarder, si besoin, la cristallisation de l’eau.
Concernant le mode de pilotage de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur, plusieurs solutions, décrites ci-dessous peuvent être envisagées.
Un premier mode de pilotage de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur est passif. Le dimensionnement de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur suffit à son bon fonctionnement et celui-ci fonctionne en continu, à des niveaux de performances variables (fonction par exemple de la puissance prélevée pour l’échauffement de l’hydrogène, ou de l’écart de pression entre l’intérieur et l’extérieur du moteur).
Un deuxième mode de pilotage de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur est actif.
Le deuxième mode de pilotage de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur peut ne piloter que le débit d’air ou de gaz G d’entraînement via une ou plusieurs vannes 207 à la .
Ou le deuxième mode de pilotage de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur peut ne piloter que le débit de fluide R de refroidissement dans l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d pour faire varier la puissance thermique captée et donc la condensation de l’eau. Cette option est cependant limitante si une température et un débit d’hydrogène cible doivent être atteints à l’injection dans la chambre 160 de combustion.
Ou le deuxième mode de pilotage de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur peut piloter le débit d’air ou de gaz G prélevé en fonction des conditions de débit de fluide R de refroidissement dans l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d.
L’activation de l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur et des éléments décrits ci-dessus peut être réalisée suivant une logique basée sur des mesures d’altitude, température et pression ambiantes, humidité relative, débit de combustible brûlé, température des produits de combustion. Il peut être envisagé de limiter l’activation l’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur à la survenue de conditions propices à la formation de trainées de condensation (critères de Schmidt-Appleman par exemple).
Le dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau et/ou le dispositif 431 de calibration automatique d’un volume 412 d’eau prédéfini d’eau liquide permettent de larguer de façon maîtrisée une partie de l’eau générée par la chambre 160 de combustion. L’échangeur 200a ou 200b ou 200c ou 200d de chaleur, le collecteur 305 d’eau, le dispositif 400 de calibration de la taille des gouttes d’eau et/ou le dispositif 431 de calibration automatique d’un volume 412 d’eau prédéfini d’eau liquide permettent de mettre sous contrôle une partie de la génération des trainées de condensation par les moteurs d’avion, utilisant du dihydrogène comme combustible principal.
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 (14)

  1. Turbomachine aéronautique (100) à hydrogène ou autre combustible stocké de manière cryogénique, comportant
    une turbine (TBP), comportant un carter (101) délimitant un conduit annulaire (102, 103) de sortie de gaz (G) d’échappement de la turbomachine (100), contenant de la vapeur d’eau,
    un échangeur (200a, 200b, 200c, 200d) de chaleur, situé en aval de la turbine (TBP),
    caractérisée en ce que
    l’échangeur (200a, 200b, 200c, 200d) de chaleur comporte au moins une paroi creuse (201, 202, 203 ; 202) dont l’intérieur (301, 302, 303 ; 302) délimité par au moins une première surface (206) de la paroi creuse (201, 202, 203 ; 202) délimite un premier conduit (301, 302, 303 ; 302) de passage d’un fluide (R ) de refroidissement,
    la paroi creuse (201, 202, 203 ; 202) jouxtant par une deuxième surface (205) de condensation de l’eau liquide un espace (204), qui est séparé de l’intérieur (301, 302, 303 ; 302) de la paroi creuse (201, 202, 203), qui est délimité par la deuxième surface (205) de condensation de l’eau liquide et qui est en contact avec le gaz (G) d’échappement de la turbomachine,
    la deuxième surface (205) de condensation de l’eau liquide appartenant à la paroi creuse (201, 202, 203 ; 202) et étant distincte de la première surface (206),
    la deuxième surface (205) de condensation de l’échangeur (200a, 200b, 200c, 200d) de chaleur comportant au moins un bord aval (304) de récupération de l’eau liquide,
    l’échangeur (200a, 200b, 200c, 200d) de chaleur comportant un collecteur (305) d’eau liquide par gravité, qui est relié au bord aval (304) de récupération sous celui-ci,
    le bord aval (304) de récupération et le collecteur (305) d’eau liquide étant configurés pour recueillir l’eau liquide et condensée, présente sur la deuxième surface (205) de condensation.
  2. Turbomachine suivant la revendication 1, caractérisée en ce que
    l’échangeur (200a) de chaleur comporte une paroi interne (201), une paroi externe (202) entourant la paroi interne (201) et des parois (203) de liaison fixées entre la paroi interne (201) et la paroi externe (202),
    la paroi interne (201) et/ou la paroi externe (202) et/ou les parois (203) de liaison étant creuses et ayant lesdites premières surfaces (206) délimitant respectivement un premier conduit (301) de passage d’un fluide de refroidissement et/ou un deuxième conduit (302) de passage d’un fluide de refroidissement et/ou des troisièmes conduits (303) de passage d’un fluide de refroidissement,
    la paroi interne (201), la paroi externe (202) et les parois (203) de liaison étant intégrées au carter arrière (101) et ayant lesdites deuxièmes surfaces (205) de condensation de l’eau liquide, délimitant des secteurs (204) de passage de passage des gaz (G) d’échappement, qui sont situés dans le conduit annulaire (102) de sortie de gaz (G) d’échappement.
  3. Turbomachine suivant la revendication 1, caractérisée en ce que
    le carter arrière (101) comporte une paroi intérieure (1011) annulaire délimitant intérieurement le conduit annulaire (103) de sortie des gaz (G) d’échappement,
    la paroi creuse (202) de l’échangeur (200b) est située en aval du carter arrière (101),
    l’espace (204) étant situé en aval du conduit annulaire (103) de sortie de gaz (G) d’échappement.
  4. Turbomachine suivant la revendication 1, caractérisée en ce que
    le carter arrière (101) comporte une paroi extérieure (1012) annulaire et une paroi intérieure (1011) annulaire, qui délimitent entre elles le conduit annulaire (102) de sortie des gaz (G) d’échappement,
    la paroi creuse (202) de l’échangeur (200c, 200d) est située en aval du carter arrière (101),
    l’espace (204) étant situé en aval du conduit annulaire (102) de sortie de gaz (G) d’échappement.
  5. Turbomachine suivant la revendication 4, caractérisée en ce que
    la deuxième surface (205) de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne (2021) de la paroi creuse (202) de l’échangeur (200c), ce côté interne (2021) de la paroi creuse (202) étant entouré par l’intérieur (302) de la paroi creuse (202), l’espace (204) de passage des gaz (G) d’échappement étant entouré par la paroi creuse (202) et par le premier conduit (302) de passage du fluide (R ) de refroidissement,
    un côté externe (2022) de la paroi creuse (202) entourant le premier conduit (302) de passage du fluide (R ) de refroidissement, le côté interne (2021) de la paroi creuse (202) et l’espace (204) de passage des gaz (G) d’échappement,
    au moins une entrée (2023) est prévue dans le côté interne (2021) de la paroi creuse (202) pour faire entrer les gaz (G) d’échappement dans l’espace (204),
    au moins une sortie (2024) est prévue dans le côté externe (2022) de la paroi creuse (202) pour faire sortir les gaz (G) d’échappement,
    la sortie (2024) étant située plus en aval que l’entrée (2023).
  6. Turbomachine suivant la revendication 4, caractérisée en ce que
    la deuxième surface (205) de condensation de l’eau liquide se trouve sur un côté interne (2021) de la paroi creuse (202) de l’échangeur (200d), ce côté interne (2021) de la paroi creuse (202) étant entouré par l’intérieur (302) de la paroi creuse (202), l’espace (204) de passage des gaz (G) d’échappement étant entouré par la paroi creuse (202) et par le premier conduit (302) de passage du fluide (R ) de refroidissement,
    un côté externe (2022) de la paroi creuse (202) entourant le premier conduit (302) de passage du fluide (R ) de refroidissement, le côté interne (2021) de la paroi creuse (202) et l’espace (204) de passage des gaz (G) d’échappement,
    au moins une entrée (2023) est prévue dans le côté interne (2021) de la paroi creuse (202) pour faire entrer les gaz (G) d’échappement dans l’espace (204),
    au moins une sortie (2024) est prévue dans le côté interne (2021) de la paroi creuse (202) pour faire sortir les gaz (G) d’échappement,
    la sortie (2024) étant située plus en aval que l’entrée (2023).
  7. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le bord aval (304) de récupération comporte un réseau de gouttières (306, 307, 308) convergeant au collecteur (305) d’eau liquide.
  8. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications 2, 5, 6, caractérisée en ce que le bord aval (304) de récupération comporte sur la partie aval de la paroi interne (201) ou du côté interne (2021) au moins une gouttière (307) interne d’écoulement de l’eau liquide,
    le bord aval (304) de récupération comporte sur la partie aval de la paroi externe (202) ou du côté externe (2022au moins une gouttière (308) externe d’écoulement de l’eau liquide.
  9. Turbomachine suivant la revendication 2, caractérisée en ce que le bord aval (304) de récupération comporte sur la partie aval de chaque paroi (203) de liaison au moins une gouttière (306) radiale d’écoulement de l’eau liquide.
  10. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le collecteur (305) d’eau liquide est relié à un système (401) de pressurisation pneumatique de l’eau pour éjecter l’eau contenue dans le collecteur (305) par des buses (402) d’éjection sous une forme de gouttelettes sous pression vers l’extérieur.
  11. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le collecteur (305) d’eau liquide est relié à un dispositif (411) de chasse d’eau, configuré pour libérer vers l’extérieur un volume (412) déterminé d’eau lorsque l’eau liquide atteint ce volume déterminé (412) dans le collecteur (305) d’eau liquide.
  12. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le collecteur (305) d’eau liquide est relié à des buses (421) d’évacuation en continu de l’eau de collecteur (305) vers l’extérieur.
  13. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la turbomachine (100) comporte une vanne de régulation ou de coupure du débit des gaz (G) d’échappement en amont de l’échangeur (200a, 200b, 200c, 200d) de chaleur.
  14. Turbomachine suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le fluide (R ) de refroidissement est l’hydrogène servant de combustible à la turbomachine (100) ou un autre combustible stocké de manière cryogénique servant de combustible à la turbomachine (100) ou un fluide caloporteur.
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3048281A1 (fr) * 2015-01-22 2016-07-27 Rolls-Royce plc Système de propulsion d'avion avec cycle de puissance fermé et condenseur
US20170292412A1 (en) * 2009-10-27 2017-10-12 Eduardo E. Fonseca Aircraft Engine Heat Recovery System to Power Environmental Control Systems
DE102019203595A1 (de) * 2019-03-15 2020-09-17 MTU Aero Engines AG Luftfahrzeug
EP3907387A1 (fr) * 2020-05-05 2021-11-10 Raytheon Technologies Corporation Stockage d'hydrogène liquide à pression modérée pour système de propulsion hybride-électrique
DE102021201629A1 (de) * 2020-08-05 2022-02-10 MTU Aero Engines AG Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170292412A1 (en) * 2009-10-27 2017-10-12 Eduardo E. Fonseca Aircraft Engine Heat Recovery System to Power Environmental Control Systems
EP3048281A1 (fr) * 2015-01-22 2016-07-27 Rolls-Royce plc Système de propulsion d'avion avec cycle de puissance fermé et condenseur
DE102019203595A1 (de) * 2019-03-15 2020-09-17 MTU Aero Engines AG Luftfahrzeug
EP3907387A1 (fr) * 2020-05-05 2021-11-10 Raytheon Technologies Corporation Stockage d'hydrogène liquide à pression modérée pour système de propulsion hybride-électrique
DE102021201629A1 (de) * 2020-08-05 2022-02-10 MTU Aero Engines AG Abgasbehandlungsvorrichtung für ein flugtriebwerk

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