WO2020183104A1 - Système de conditionnement d'air équipé d'un système de gestion thermique d'huile et d'air pressurisé - Google Patents

Système de conditionnement d'air équipé d'un système de gestion thermique d'huile et d'air pressurisé Download PDF

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air
flow
engine
aircraft
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PCT/FR2020/050492
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Guillaume GALZIN
Laurent Fayolle
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Liebherr-Aerospace Toulouse Sas
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to an air conditioning system comprising a cooling system.
  • the invention relates to an air conditioning system for an aircraft cabin.
  • a conventional oil cooling system of an aircraft turbojet engine comprises finned heat exchangers cooled for example by means of:
  • fan air refers to the air passing through the engine. In a double-flow turbojet engine, it is made up of the primary flow and the secondary.
  • the hot power transmitted to the oil is much higher (typically 3 times higher) than in a conventional aircraft engine, which requires oversizing the oil cooling system.
  • the air conditioning system is supplied by air from a compressor, called pressurized air, which must be cooled to reach a temperature suitable for the supply of air to the cabin of the aircraft. aircraft.
  • pressurized air a compressor
  • This need for cooling is all the more important as the pressurized air is at a high compression ratio and therefore at a high temperature. The heat of this pressurized air is lost during cooling.
  • the invention aims to provide an air conditioning system providing thermal management of engine oil and pressurized air.
  • the invention aims in particular to provide, in at least one embodiment of the invention, an air conditioning system which does not require bleeding of air from the air flow of the engine.
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment of the invention, an air conditioning system having a small footprint.
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment of the invention, an air conditioning system allowing energy optimization by recovery and transfer of heat during heat exchanges.
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment of the invention, an air conditioning system allowing engine oil to be preheated before takeoff, in cold conditions.
  • the invention relates to an air conditioning system of an aircraft cabin, comprising a thermal management system supplied with air, called pressurized air, by at least one compressor of the aircraft, and supplied with non-pressurized flow air coming from at least one engine of the aircraft, and characterized in that the thermal management system comprises:
  • At least one pressurized air / oil heat exchanger configured to provide heat exchanges between a pressurized air flow and a first oil circuit making it possible to transfer heat from the pressurized air to the oil of the first oil circuit
  • At least one flow oil / air heat exchanger configured to provide heat exchanges between a second oil circuit and the flow air making it possible to transfer heat from said second oil circuit to the flow air ,
  • An air conditioning system therefore makes it possible, thanks to its thermal management system, to effect a double transfer of heat between different air flows of the aircraft, while cooling the oil. engine.
  • the pressurized air is cooled as it passes through the pressurized air / oil heat exchanger.
  • the pressurized air therefore forms a hot pass of the exchanger and the oil forms a cold pass of the exchanger.
  • the pressurized air thus cooled is processed by the rest of the air conditioning system.
  • the pressurized air is intended in particular to supply an air conditioning unit of the air conditioning system making it possible to adjust the temperature, pressure and humidity of the pressurized air so as to obtain conditioned air. which can be sent to the cabin of the aircraft.
  • this cooling of the pressurized air is generally carried out by taking off air from the engine.
  • the conditioning system according to the invention therefore makes it possible to eliminate this levy in order to avoid loss of engine performance. Replacing this air bleed by an oil exchanger also reduces the bulk, in particular by removing the conduits leading the flow air taken from the pressurized air / flow air exchanger in the prior art.
  • the pressurized air is supplied for example by the compressor of one or more engines of the aircraft, or else by a compressor dedicated to the air conditioning system, motorized or driven by a turbine and drawing air from outside the aircraft.
  • the engine oil is cooled as it passes through the flow oil / air heat exchanger.
  • the oil therefore forms a hot pass of the exchanger and the flow air forms a cold pass of the exchanger.
  • This makes it possible, on the one hand, to cool the engine oil, which is necessary for the proper functioning of the engine during phases of flight, and on the other hand to heat the engine flow air, which increases the performance of the engine (especially increased thrust).
  • the air conditioning system thus performs an indirect heat transfer between the pressurized air and the flow air, via the engine oil. This allows an overall energy optimization of the air conditioning system.
  • Engine oil cooling is no longer seen as a constraint reducing engine performance but fits perfectly into an overall system in which heat is transferred from pressurized air where excessive heat is reduced to dry air. 'flow where extra heat is useful.
  • engine oil cooling is generally sized for maximum cooling capacity that exceeds conventional operating conditions.
  • the cooling margin resulting from this difference can therefore be used for cooling the pressurized air intended to supply an air conditioning unit of the air conditioning system.
  • the thermal management performed by the thermal management system consists of therefore both in cooling the pressurized air, heating the oil from the first oil circuit (useful during preheating), cooling the oil from the second oil circuit and heating the oil. flow air.
  • Engine oil in the broad sense designates for example the lubricating oil of the gearbox (Power Gear Box or PGB in English), or the lubricating oil of the accessory gearbox (Accessory Gear Box or AGB in English), or the cooling oil of the Integrated Drive Generator (IDG), or the cooling oil of the electric generator, or any other cooling, lubricating oil, etc. that can be used by an engine or generator type component of the aircraft for cooling or lubricating this component, in particular the lubrication of the bearings of this component. Oil is generally shared among these components but not necessarily, as some components may have a dedicated oil circuit.
  • the oil is an engine oil and the thermal management system comprises a lubrication passage configured to lubricate and cool the bearings of the engine of the aircraft using the engine oil, said passage lubrication being integrated in the first oil circuit or the second oil circuit.
  • the thermal management system uses engine oil and is fully integrated into the already existing part of the circuit formed by the lubrication passage.
  • the thermal management system therefore does not require an additional circuit but consists of a diversion of the existing engine oil circuit, both to improve the cooling of this engine oil and to use the heat transport capacity of this oil.
  • the oil / air flow heat exchanger is a heat exchanger arranged in the engine of the aircraft and configured to have a heat exchange surface in direct contact with the air flow. flow through the motor.
  • Such an exchanger also called a skin exchanger, has a small footprint and reduces the disturbances of the flow air by not impacting the flow of flow and not taking a sample, thus not degrading engine performance.
  • the flow oil / air heat exchanger is arranged in a casing of the engine of the aircraft.
  • the casing refers to the envelope around the engine, in which the flow of exhaust air flows.
  • the casing guides the secondary air flow around the central part made up of a compressor, a combustion chamber and a turbine, and in which the primary flow flows.
  • the flow oil / air heat exchanger is arranged at a flow air inlet in the crankcase of the engine of the aircraft.
  • crankcase air inlet is a privileged position to maximize heat exchange and reduce flow air disturbances.
  • the transmission of heat through the oil allows protection against frost of the engine inlet, which is one of the areas most subject to the formation of frost which can be dangerous for the proper functioning of the engine. .
  • the flow oil / air heat exchanger is arranged in the casing after a fan of the engine of the aircraft.
  • heat exchange is maximized because the engine fan creates turbulence which improves airflow.
  • the flow oil / air heat exchanger is composed of a multitude of elements arranged at several locations on the housing.
  • the pressurized air / oil heat exchanger and the oil / flow air heat exchanger are arranged in series.
  • the first oil circuit, the second oil circuit and the link circuit can thus form a single circuit.
  • the air heat exchanger pressurized / oil and oil / air flow heat exchanger are arranged in parallel.
  • the connecting circuit can for example be an oil tank from which the oil leaves to enter the first and the second circuit, and in which the oil from the first and second circuit is returned after passing through the respective exchangers. .
  • the thermal management system comprises a pressurized air / oil heat exchanger bypass circuit, configured to be controlled by a pressurized air temperature control module.
  • bypass circuit makes it possible to control the temperature of the pressurized air according to the needs of the conditioning system, in particular according to the desired temperature at the pressurized air inlet and / or the desired temperature in the cabin. the aircraft.
  • the bypass can either be a bypass of the pressurized air (the latter therefore does not pass through the pressurized air / oil heat exchanger) or bypassing the oil (the latter therefore does not pass into the heat exchanger. pressurized air / oil heat), or both.
  • the invention also relates to an aircraft comprising at least one engine, at least one compressor and an air conditioning system according to the invention.
  • the invention also relates to an air conditioning system and an aircraft, characterized in combination by all or part of the characteristics mentioned above or below.
  • FIG. 1 is a schematic view of an air conditioning system according to a first embodiment of the invention.
  • FIG. 2 is a schematic view of an air conditioning system according to a second embodiment of the invention.
  • Figures 1 and 2 illustrate an air conditioning system 10 according to a first and a second embodiment of the invention.
  • the air conditioning system 10 provides for the refrigeration and conditioning of the air for a cabin 100 of an aircraft during its flight.
  • the aircraft includes at least one engine 200.
  • the engine 200 is of the bypass turbojet type, comprising a casing 202 surrounding a turbomachine 204 conventionally comprising a compressor, a combustion chamber and a turbine (not shown).
  • the turbomachine 204 generates a primary flow 206.
  • a fan 210 connected to the turbomachine generates a secondary flow between the turbomachine 204 and the casing 202.
  • the primary flow 206 and the secondary flow 208 are directed in the direction of the arrows representing them and constitute an engine flow air.
  • the turbomachine 204 is supplied by at least one oil circuit, allowing it to operate correctly, in particular by allowing the lubrication and cooling of the bearings of the turbomachine 204 of the engine. This oil heats up while the engine is running and must be cooled.
  • the air conditioning system 10 is supplied with air, said air 12 pressurized by a compressor 14.
  • the compressor 14 can be part of the conditioning system and be mainly dedicated to the supply of air conditioning.
  • the pressurized air 12, or else form part of the engine 200 of the aircraft, in particular may be the compressor of the turbomachine 204.
  • the compressor is supplied with air 16 taken off.
  • the pressurized air 12 is treated by an air conditioning unit 18 making it possible to adjust the temperature, pressure and humidity of the pressurized air 12 so as to obtain conditioned air which can be sent to the room. cabin aircraft.
  • the air conditioning unit 18 can for example comprise a water extraction loop to reduce the humidity of the air, at least one turbine to reduce its pressure, at least one exchanger to control its temperature.
  • the air conditioning system 10 includes a thermal management system for reducing the temperature of the pressurized air 12.
  • the thermal management system comprises at least one pressurized air / oil heat exchanger configured to provide heat exchanges between the pressurized air flow and an oil circuit making it possible to transfer heat from the pressurized air to the oil.
  • the oil comes from the turbomachine 204 and circulates in a first oil circuit and enters the pressurized air / oil heat exchanger 20 through an oil inlet 20a and exits through an oil outlet 20b.
  • the pressurized air 12 enters the pressurized air / oil heat exchanger 20 through a pressurized air inlet 20c and exits through a pressurized air outlet 20b.
  • the pressurized air 12 is thus cooled as it passes through the exchanger and transmits part of its heat to the oil.
  • the thermal management system is also configured to cool the oil, and thus comprises at least one oil / flow air heat exchanger configured to provide heat exchanges between the oil and the flow air making it possible to transfer the heat. heat from oil to flowing air.
  • the flow oil / air heat exchanger is composed of a plurality of skin exchangers, four of which are visible here: two skin exchangers 22a, 22b are located at level d an engine air inlet 212, at one end of the casing 202. These exchangers can thus have a defrost function which prevents the formation of frost at the engine air inlet, an area usually sensitive to the risk of frost formation. Two skin exchangers 22c, 22d are located on the housing 202 after the blower 210.
  • FIG. 1 shows a first embodiment of the invention, in which the pressurized air / oil heat exchanger 20 and the skin exchangers 22a, 22b, 22c, 22d forming the oil / flow air heat exchanger are arranged in series: the first oil circuit and the second oil circuit form a single circuit 24.
  • the oil leaving the pressurized air / oil heat exchanger 20 through the outlet 20b is then guided to a skin exchanger, in the same oil circuit.
  • the heat recovered by the oil in the pressurized air / oil heat exchanger 20 is transferred directly to the flow air to heat the latter (cooling the oil as it passes).
  • bypass circuits can be set up, for example via a bypass valve 21a to prevent the oil from passing into the pressurized air exchanger 20. / oil, or via a bypass valve 21b to prevent pressurized air 12 from passing into pressurized air / oil exchanger 20, or both as shown here.
  • FIG. 2 shows a second embodiment of the invention, in which the pressurized air / oil heat exchanger 20 and the skin exchangers 22a, 22b, 22c, 22d forming the oil / flow air heat exchanger are arranged in parallel.
  • the first oil circuit 26 and the second oil circuit 28 are separate but connected by a connecting circuit 30, which may for example be an oil tank in which the oil from each circuit mixes and balances its temperature: the oil coming from the first circuit is heated in its passage by the pressurized air / oil heat exchanger 20 and the oil coming from the second circuit is cooled by the oil / flow air heat exchanger, and mixes in the oil tank, the temperature leaving the tank to the exchangers is the same for both circuits.
  • a connecting circuit 30 may for example be an oil tank in which the oil from each circuit mixes and balances its temperature: the oil coming from the first circuit is heated in its passage by the pressurized air / oil heat exchanger 20 and the oil coming from the second circuit is cooled by the oil / flow air heat exchanger, and mixes in the oil tank, the temperature leaving the tank to the exchangers is the same for both circuits.

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Abstract

Système de conditionnement d'air d'un aéronef, comprenant un système de gestion thermique alimenté en air, dit air (12) pressurisé, par au moins un compresseur (14) de l'aéronef, et alimenté en air (206; 208) d'écoulement non pressurisé provenant d'au moins un moteur de l'aéronef, et caractérisé en ce que le système de gestion thermique comprend au moins un échangeur (20) de chaleur air pressurisé/huile configuré pour assurer des échanges thermiques entre un flux d'air (12) pressurisé et un premier circuit (26) d'huile permettant de transférer une chaleur de l'air (12) pressurisé à l'huile du premier circuit (26) d'huile, au moins un échangeur (22a, 22b, 22c, 22d) de chaleur huile/air d'écoulement configuré pour assurer des échanges thermiques entre un second circuit (28) d'huile et l'air (206; 208) d'écoulement permettant de transférer la chaleur dudit second circuit (26) d'huile à l'air (206; 208) d'écoulement, au moins un circuit (30) de liaison du premier circuit (26) d'huile et dudit deuxième (28) circuit d'huile.

Description

SYSTÈME DE CONDITIONNEMENT D’AIR ÉQUIPÉ D’UN SYSTÈME DE GESTION THERMIQUE D’HUILE ET D’AIR PRESSURISÉ
Domaine technique de l’invention
L’invention concerne un système de conditionnement d’air comprenant un système de refroidissement. En particulier, l’invention concerne un système de conditionnement d’air d’une cabine d’un aéronef.
Arrière-plan technologique
Dans un véhicule, en particulier un aéronef, de nombreuses pièces en mouvement, comme le moteur, nécessitent une lubrification ou un refroidissement par huile. Cette huile est soumise à la chaleur dégagée par le moteur ou d’autres éléments de l’aéronef et doit donc être refroidie pour un fonctionnement optimal.
Un système de refroidissement d’huile classique d’un turboréacteur d’un aéronef comprend des échangeurs de chaleur à ailettes refroidis par exemple au moyen :
d’un prélèvement de débit d’air d’écoulement du moteur, dit «fan air » en anglais, ce qui pénalise sa consommation de kérosène,
directement du débit d’écoulement du moteur, en plongeant les ailettes de l’échangeur dans le débit fan air, ce qui crée des pertes de charges et des perturbations d’écoulement d’air sur l’air d’écoulement du moteur, et donc réduit la poussée du moteur.
Dans les moteurs aéronautiques tels que les turboréacteurs double flux à très fort taux de dilution (le taux de dilution étant le rapport entre le flux chaud et le flux froid du turboréacteur), les pertes de charges et les perturbations d’écoulement sur l’air d’écoulement ne sont plus acceptables, car elles réduisent fortement la poussée du moteur. Ainsi, l’impact négatif d’un prélèvement de débit d’écoulement d’air sur la consommation de kérosène du moteur est bien supérieur à celle d’un moteur aéronautique classique.
L’air d’écoulement ou « fan air » désigne l’air traversant le moteur. Dans un turboréacteur à double flux, il est composé du flux primaire et du flux secondaire.
Lorsque le moteur aéronautique comprend une boite de réduction, la puissance chaude transmise à l’huile est beaucoup plus élevée (typiquement 3 fois plus élevée) que sur un moteur aéronautique classique, ce qui nécessite de surdimensionner le système de refroidissement d’huile.
En outre, dans un aéronef, le système de conditionnement d’air est alimenté par un air provenant d’un compresseur, dit air pressurisé, qui doit être refroidi pour atteindre une température convenable pour l’alimentation en air de la cabine de l’aéronef. Cette nécessité de refroidissement est d’autant plus importante que l’air pressurisé est à un fort taux de compression et donc a une température élevée. La chaleur de cet air pressurisé est perdue lors du refroidissement.
Enfin, le volume disponible pour le système de conditionnement d’air est diminué par rapport à celui d’un moteur aéronautique classique.
Objectifs de l’invention
L’invention vise à fournir un système de conditionnement d’air assurant une gestion thermique de l’huile moteur et de l’air pressurisé.
L’invention vise en particulier à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l’invention, un système de conditionnement d’air ne nécessitant pas de prélèvement d’air sur l’écoulement d’air du moteur.
L’invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l’invention, un système de conditionnement d’air présentant un encombrement réduit.
L’invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l’invention, un système de conditionnement d’air permettant une optimisation énergétique par récupération et transfert de chaleur lors des échanges thermiques.
L’invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l’invention, un système de conditionnement d’air permettant un préchauffage d’huile moteur avant décollage, en condition froide.
Exposé de l’invention
Pour ce faire, l’invention concerne un système de conditionnement d’air d’une cabine d’un aéronef, comprenant un système de gestion thermique alimenté en air, dit air pressurisé, par au moins un compresseur de l’aéronef, et alimenté en air d’écoulement non pressurisé provenant d’au moins un moteur de l’aéronef, et caractérisé en ce que le système de gestion thermique comprend :
au moins un échangeur de chaleur air pressurisé/huile configuré pour assurer des échanges thermiques entre un flux d’air pressurisé et un premier circuit d’huile permettant de transférer une chaleur de l’air pressurisé à l’huile du premier circuit d’huile,
au moins un échangeur de chaleur huile/air d’écoulement configuré pour assurer des échanges thermiques entre un second circuit d’huile et l’air d’écoulement permettant de transférer la chaleur dudit second circuit d’huile à l’air d’écoulement,
au moins un circuit de liaison fluidique du premier circuit d’huile et dudit deuxième circuit d’huile.
Un système de conditionnement d’air selon l’invention permet donc, grâce à son système de gestion thermique, d’effectuer un double transfert de chaleur entre différents flux d’air de l’aéronef, tout en réalisant un refroidissement de l’huile moteur.
En particulier, l’air pressurisé est refroidi au passage dans l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile. Dans cet échangeur air pressurisé/huile, l’air pressurisé forme donc une passe chaude de l’échangeur et l’huile forme une passe froide de l’échangeur. L’air pressurisé ainsi refroidi est traité par le reste du système de conditionnement d’air. L’air pressurisé est notamment destiné à alimenter un groupe de conditionnement d’air du système de conditionnement d’air permettant d’ajuster la température, la pression et l’humidité de l’air pressurisé de sorte à obtenir de l’air conditionné qui pourra être envoyé dans la cabine de l’aéronef.
Dans l’art antérieur, ce refroidissement de l’air pressurisé est généralement réalisé par prélèvement d’air d’écoulement du moteur. Le système de conditionnement selon l’invention permet donc de supprimer ce prélèvement pour éviter les pertes de performance moteur. Remplacer ce prélèvement d’air par un échangeur à huile permet en outre une réduction de l’encombrement, notamment par suppression des conduites menant l’air d’écoulement prélevé à l’échangeur air pressurisé/air d’écoulement dans l’art antérieur.
Selon les architectures d’aéronef, l’air pressurisé est fourni par exemple par le compresseur d’un ou de plusieurs moteurs de l’aéronef, ou bien par un compresseur dédié au système de conditionnement d’air, motorisé ou entraîné par une turbine et prélevant de l’air extérieur à l’aéronef.
D’autre part, l’huile moteur est refroidie au passage dans l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement. Dans cet échangeur de chaleur huile/air d’écoulement, l’huile forme donc une passe chaude de l’échangeur et l’air d’écoulement forme une passe froide de l’échangeur. Cela permet d’une part de refroidir l’huile moteur, ce qui est nécessaire au bon fonctionnement du moteur lors des phases de vol, et d’autre part de réchauffer l’air d’écoulement du moteur, ce qui augmente les performances du moteur (en particulier augmentation de la poussée). Une partie de la chaleur de l’huile provenant de l’air pressurisé, le système de conditionnement d’air effectue ainsi un transfert de chaleur indirect entre l’air pressurisé et l’air d’écoulement, via l’huile moteur. Cela permet une optimisation énergétique globale du système de conditionnement d’air. Le refroidissement de l’huile moteur n’est plus considéré comme une contrainte réduisant les performances du moteur mais s’intégre parfaitement dans un système global dans lequel la chaleur est transférée d’un air pressurisé où une chaleur excessive est réduite à un air d’écoulement où un surplus de chaleur est utile.
En particulier, le refroidissement de l’huile moteur est généralement dimensionné pour une capacité de refroidissement maximale qui excède les conditions classiques de fonctionnement. La marge de refroidissement résultant de cette différence peut donc être utilisée pour le refroidissement de l’air pressurisé destiné à alimenter un groupe de conditionnement d’air du système de conditionnement d’air.
En outre, le fait que l’huile moteur soit réchauffée au contact de l’air pressurisé permet, au démarrage du moteur, un préchauffage plus rapide de l’huile moteur avant le décollage.
La gestion thermique effectué par le système de gestion thermique consiste donc à la fois en un refroidissement de l’air pressurisé, un réchauffement de l’huile du premier circuit d’huile (utile lors du préchauffage), un refroidissement de l’huile du deuxième circuit d’huile et un réchauffement de l’air d’écoulement.
L’huile moteur désigne au sens large par exemple l’huile de lubrification de la boite de transmission ( Power Gear Box ou PGB en anglais), ou l’huile de lubrification de la boite accessoire ( Accessory Gear Box ou AGB en anglais), ou l’huile de refroidissement du groupe générateur intégré ( Integrated Drive Generator ou IDG en anglais), ou l’huile de refroidissement du générateur électrique, ou tout autre huile de refroidissement, de lubrification, etc. pouvant être utilisées par un composant de type moteur ou générateur de l’aéronef pour le refroidissement ou la lubrification de ce composant, en particulier la lubrification des paliers de ce composant. L’huile est généralement partagée entre ces composants mais pas nécessairement, certains composants pouvant avoir un circuit d’huile dédié.
Plus particulièrement, avantageusement et selon l’invention, l’huile est une huile moteur et le système de gestion thermique comprend un passage de lubrification configuré pour lubrifier et refroidir des paliers du moteur de l’aéronef grâce à l’huile moteur, ledit passage de lubrification étant intégré dans le premier circuit d’huile ou le deuxième circuit d’huile.
Selon cet aspect de l’invention, le système de gestion thermique utilise l’huile moteur et est pleinement intégré dans la partie de circuit déjà existante constituée par le passage de lubrification. Le système de gestion thermique ne nécessite donc pas de circuit supplémentaire mais consiste en un détournement du circuit d’huile moteur existant, à la fois pour améliorer le refroidissement de cette huile moteur et pour utiliser la capacité de transport de chaleur de cette huile.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement est un échangeur de chaleur agencé dans le moteur de l’aéronef et configuré pour présenter une surface d’échange thermique en contact direct avec le flux d’air d’écoulement traversant le moteur.
Un tel échangeur, aussi appelé échangeur de peau, présente un encombrement faible et réduit les perturbations de l’air d’écoulement en n’impactant pas le flux d’écoulement et en n’effectuant pas de prélèvement, permettant ainsi de ne pas dégrader les performances du moteur.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement est agencé dans un carter du moteur de l’aéronef.
Le carter désigne l’enveloppe autour du moteur, dans lequel s’écoule le flux d’air d’écoulement. Dans un turboréacteur, le carter guide le flux d’air secondaire autour de la partie centrale composée d’un compresseur, d’une chambre de combustion et d’une turbine, et dans laquelle s’écoule le flux primaire.
Disposer l’échangeur dans le carter permet de maximiser les échanges de chaleur de l’échangeur de peau avec l’air d’écoulement.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement est agencé au niveau d’une entrée d’air d’écoulement dans le carter du moteur de l’aéronef.
L’entrée d’air du carter est un positionnement privilégié pour maximiser les échanges thermiques et réduire les perturbations de l’air d’écoulement. En outre, la transmission de chaleur par l’huile permet une protection contre le givre de l’entrée moteur, qui est l’une des zones les plus soumises à la formation de givre qui peut s’avérer dangereux pour le bon fonctionnement du moteur.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement est agencé dans le carter après une soufflante du moteur de l’aéronef.
Selon cet aspect de l’invention, l’échange thermique est maximisé car la soufflante du moteur crée des turbulences qui améliore la circulation de l’air.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement est composé d’une multitude d’éléments agencés à plusieurs emplacements sur le carter.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile et l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement sont agencés en série.
Le premier circuit d’huile, le deuxième circuit d’huile et le circuit de liaison peuvent ainsi former un circuit unique.
Avantageusement et selon l’invention, l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile et l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement sont agencés en parallèle.
Le circuit de liaison peut par exemple être une cuve d’huile de laquelle l’huile sort pour entrer dans le premier et le deuxième circuit, et dans laquelle l’huile provenant du premier et deuxième circuit est reversée après le passage dans les échangeurs respectifs.
Avantageusement et selon l’invention, le système de gestion thermique comprend un circuit de contournement de l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile, configuré pour être commandé par un module de contrôle de température de l’air pressurisé.
La présence du circuit de contournement permet de contrôler la température de l’air pressurisé selon les besoins du système de conditionnement, en particulier selon la température souhaitée au niveau de l’arrivée d’air pressurisé et/ou la température souhaitée dans la cabine de l’aéronef.
Le contournement peut être soit un contournement de l’air pressurisé (celui- ci ne passe donc pas dans l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile) ou un contournement de l’huile (celle-ci ne passe donc pas dans l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile), ou les deux.
L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins un moteur, au moins un compresseur et un système de conditionnement d’air selon l’invention.
L’invention concerne également un système de conditionnement d’air et un aéronef, caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après.
Liste des figures
D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles :
[Fig. 1] est une vue schématique d’un système de conditionnement d’air selon un premier mode de réalisation de l’invention.
[Fig. 2] est une vue schématique d’un système de conditionnement d’air selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
Description détaillée d’un mode de réalisation de l’invention
Sur les figures, les échelles et les proportions ne sont pas strictement respectées et ce, à des fins d’illustration et de clarté.
En outre, les éléments identiques, similaires ou analogues sont désignés par les mêmes références dans toutes les figures.
Les figures 1 et 2 illustrent un système 10 de conditionnement d’air selon un premier et un deuxième mode de réalisation de l’invention.
Le système 10 de conditionnement d’air permet la réfrigération et le conditionnement de l’air pour une cabine 100 d’un aéronef pendant le vol de celui- ci. L’aéronef comprend au moins un moteur 200.
Dans ce mode de réalisation, le moteur 200 est de type turboréacteur double flux, comprenant un carter 202 entourant une turbomachine 204 comprenant classiquement un compresseur, une chambre de combustion et une turbine (non représentés). La turbomachine 204 génère un flux 206 primaire. Une soufflante 210 reliée à la turbomachine génère un flux secondaire entre la turbomachine 204 et le carter 202. Le flux 206 primaire et le flux 208 secondaire sont dirigés dans le sens des flèches les représentant et constituent un air d’écoulement du moteur.
La turbomachine 204 est alimentée par au moins un circuit d’huile, permettant son bon fonctionnement, en particulier en permettant la lubrification et le refroidissement des paliers de la turbomachine 204 du moteur. Cette huile chauffe pendant le fonctionnement du moteur et doit être refroidie.
Le système 10 de conditionnement d’air est alimenté en air, dit air 12 pressurisé par un compresseur 14. Selon différents modes de réalisation de l’invention, le compresseur 14 peut faire partie du système de conditionnement et être principalement dédié à la fourniture de l’air 12 pressurisé, ou bien faire partie du moteur 200 de l’aéronef, en particulier peut être le compresseur de la turbomachine 204. Le compresseur est alimenté en air 16 prélevé.
L’air 12 pressurisé est traité par un groupe 18 de conditionnement d’air permettant d’ajuster la température, la pression et l’humidité de l’air 12 pressurisé de sorte à obtenir de l’air conditionné qui pourra être envoyé dans la cabine de aéronef. Le groupe 18 de conditionnement d’ air peut par exemple comprendre une boucle d’extraction d’eau pour réduire l’humidité de l’air, au moins une turbine pour réduire sa pression, au moins un échangeur pour contrôler sa température.
Le système 10 de conditionnement d’air comprend un système de gestion thermique permettant de réduire la température de l’air 12 pressurisé. Le système de gestion thermique comprend au moins un échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile configuré pour assurer des échanges thermiques entre le flux d’air pressurisé et un circuit d’huile permettant de transférer une chaleur de l’air pressurisé à l’huile. L’huile provient de la turbomachine 204 et circule dans un premier circuit d’huile et entre dans l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile par une entrée 20a d’huile et ressort par une sortie 20b d’huile. L’air 12 pressurisé entre dans l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile par une entrée 20c d’air pressurisé et ressort par une sortie 20b d’air pressurisé.
L’air 12 pressurisé est ainsi refroidi au passage dans l’échangeur et transmet une partie de sa chaleur à l’huile.
Le système de gestion thermique est aussi configuré pour refroidir l’huile, et comprend ainsi au moins un échangeur de chaleur huile/air d’écoulement configuré pour assurer des échanges thermiques entre l’huile et l’air d’écoulement permettant de transférer la chaleur de l’huile à l’air d’écoulement.
En particulier, dans ce mode de réalisation, l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement est composé d’une pluralité d’échangeurs de peau, dont quatre sont visibles ici : deux échangeurs 22a, 22b de peau sont situés au niveau d’une entrée 212 d’air moteur, à une extrémité du carter 202. Ces échangeurs peuvent ainsi avoir une fonction dégivrage qui empêche la formation de givre à l’entrée d’air moteur, une zone habituellement sensible aux risques de formation de givre. Deux échangeurs 22c, 22d de peau sont situés sur le carter 202 après la soufflante 210.
L’huile circule dans un deuxième circuit d’huile et traverse chaque échangeur de peau. L’échangeur de peau permet un échange thermique avec l’air d’écoulement. Du fait de leur positionnement à l’intérieur du carter 202, les échangeurs 22a, 22b, 22c, 22d de peau échangent de façon privilégiée avec le flux 208 secondaire de l’air d’écoulement. La figure 1 représente un premier mode de réalisation de l’invention, dans lequel l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile et les échangeurs 22a, 22b, 22c, 22d de peau formant l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement sont agencés en série : le premier circuit d’huile et le deuxième circuit d’huile forment un circuit 24 unique.
En particulier, l’huile sortant de l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile par la sortie 20b est ensuite guidée vers un échangeur de peau, dans le même circuit d’huile. La chaleur récupérée par l’huile dans l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile est transmise directement à l’air d’écoulement pour réchauffer celui-ci (en refroidissant l’huile au passage).
Dans ce mode de réalisation, selon la température souhaitée de l’air 12 pressurisé, des circuits de contournement peuvent être mis en place, par exemple via une vanne 21a de contournement pour éviter que l’huile ne passe dans l’échangeur 20 air pressurisé/huile, ou via une vanne 21b de contournement pour éviter que l’air 12 pressurisé ne passe dans l’échangeur 20 air pressurisé/huile, ou les deux comme représenté ici.
La figure 2 représente un deuxième mode de réalisation de l’invention, dans lequel l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile et les échangeurs 22a, 22b, 22c, 22d de peau formant l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement sont agencés en parallèle.
Le premier circuit 26 d’huile et le deuxième circuit 28 d’huile sont séparés mais reliés par un circuit 30 de liaison, qui peut être par exemple une cuve d’huile dans laquelle l’huile provenant de chaque circuit se mélange et équilibre sa température : l’huile provenant du premier circuit est réchauffée dans son passage par l’échangeur 20 de chaleur air pressurisé/huile et l’huile provenant du deuxième circuit est refroidie par l’échangeur de chaleur huile/air d’écoulement, et du fait du mélange dans la cuve d’huile, la température partant de la cuve vers les échangeurs est la même pour les deux circuits.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de conditionnement d’air d’un aéronef, comprenant un système de gestion thermique alimenté en air, dit air (12) pressurisé, par au moins un compresseur (14) de l’aéronef, et alimenté en air (206 ; 208) d’écoulement non pressurisé provenant d’au moins un moteur de l’aéronef,
et caractérisé en ce que le système de gestion thermique comprend :
- au moins un échangeur (20) de chaleur air pressurisé/huile configuré pour assurer des échanges thermiques entre un flux d’air (12) pressurisé et un premier circuit (24, 26) d’huile permettant de transférer une chaleur de l’air (12) pressurisé à l’huile du premier circuit (24, 26) d’huile,
- au moins un échangeur (22a, 22b, 22c, 22d) de chaleur huile/air d’écoulement configuré pour assurer des échanges thermiques entre un second circuit (24, 28) d’huile et l’air (206 ; 208) d’écoulement permettant de transférer la chaleur dudit second circuit (24, 28) d’huile à l’air (206 ; 208) d’écoulement,
- au moins un circuit (24, 30) de liaison fluidique du premier circuit (24, 26) d’huile et dudit deuxième circuit (24, 28) d’huile.
2. Système de conditionnement d’air selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’huile est une huile moteur et le système de gestion thermique comprend un passage de lubrification configuré pour lubrifier et refroidir des paliers du moteur de l’aéronef grâce à l’huile moteur, ledit passage de lubrification étant intégré dans le premier circuit d’huile ou le deuxième circuit d’huile.
3. Système de conditionnement d’air selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l’échangeur (22a, 22b, 22c, 22d) de chaleur huile/air d’écoulement est un échangeur de chaleur agencé dans le moteur de l’aéronef et configuré pour présenter une surface d’échange thermique en contact direct avec le flux d’air d’écoulement traversant le moteur.
4. Système de conditionnement d’air selon la revendication 3, caractérisé en ce que l’échangeur (22a, 22b, 22c, 22d) de chaleur huile/air d’écoulement est agencé dans un carter du moteur de l’aéronef.
5. Système de conditionnement d’air selon la revendication 4, caractérisé en ce que l’échangeur (22a, 22b) de chaleur huile/air d’écoulement est agencé au niveau d’une entrée d’air d’écoulement dans le carter du moteur de l’aéronef.
6. Système de conditionnement d’air selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l’échangeur (20) de chaleur air pressurisé/huile et l’échangeur (22a, 22b, 22c, 22d) de chaleur huile/air d’écoulement sont agencés en série.
7. Système de conditionnement d’air selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l’échangeur de chaleur (20) air pressurisé/huile et l’échangeur (22a, 22b, 22c, 22d) de chaleur huile/air d’écoulement sont agencés en parallèle.
8. Système de conditionnement d’air selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le système de gestion thermique comprend au moins un circuit de contournement de l’échangeur de chaleur air pressurisé/huile, configuré pour être commandé par un module de contrôle de température de l’air pressurisé.
9. Aéronef, comprenant au moins un moteur (200), au moins un compresseur (14) et un système (10) de conditionnement d’air selon l’une des revendications 1 à
8.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3992083A1 (fr) * 2020-10-30 2022-05-04 Airbus Operations Aéronef comportant un moteur et un système de refroidissement du moteur
CN115013163A (zh) * 2022-07-26 2022-09-06 浙江万丰飞机制造有限公司 一种航煤通用飞机在寒冷天气运行的方法
WO2023099533A1 (fr) * 2021-11-30 2023-06-08 Safran Aero Boosters Sa Turbomachine axiale triple-flux avec échangeur de chaleur divergeant dans le troisième flux

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160061056A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine anti-icing system
US20160131036A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-12 United Technologies Corporation Thermal management system for a gas turbine engine
US20170159490A1 (en) * 2015-12-07 2017-06-08 General Electric Company Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same
US20180038243A1 (en) * 2016-08-05 2018-02-08 General Electric Company Oil cooling systems for a gas turbine engine

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8443582B1 (en) * 2012-01-31 2013-05-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine with geared turbofan and oil thermal management system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160061056A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine anti-icing system
US20160131036A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-12 United Technologies Corporation Thermal management system for a gas turbine engine
US20170159490A1 (en) * 2015-12-07 2017-06-08 General Electric Company Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same
US20180038243A1 (en) * 2016-08-05 2018-02-08 General Electric Company Oil cooling systems for a gas turbine engine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3992083A1 (fr) * 2020-10-30 2022-05-04 Airbus Operations Aéronef comportant un moteur et un système de refroidissement du moteur
FR3115767A1 (fr) * 2020-10-30 2022-05-06 Airbus Operations Aéronef comportant un moteur et un système de refroidissement du moteur
WO2023099533A1 (fr) * 2021-11-30 2023-06-08 Safran Aero Boosters Sa Turbomachine axiale triple-flux avec échangeur de chaleur divergeant dans le troisième flux
CN115013163A (zh) * 2022-07-26 2022-09-06 浙江万丰飞机制造有限公司 一种航煤通用飞机在寒冷天气运行的方法

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