WO2023001379A1 - Système pour refroidir de l'huile dans une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Système pour refroidir de l'huile dans une turbomachine d'aéronef Download PDF

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aircraft
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Xavier Vandenplas
Bruno Servais
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Safran Aero Boosters
General Electric
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a system for cooling oil in an aircraft turbine engine.
  • An object of the invention is to improve the integration of a heat exchanger for cooling the oil in an aircraft turbomachine.
  • the invention proposes a system for cooling oil in an aircraft turbomachine, and comprising an intermediate support casing intended to be located between a low-pressure compressor and a high-pressure compressor of the turbomachine. aircraft, and a heat exchanger intended to cool the oil by heat exchange with air; the heat exchanger being at least partially integrated into the intermediate support casing.
  • the turbomachine can be double-flow, in which case it comprises a primary stream and a secondary stream.
  • the turbomachine can be triple flow, in which case it comprises a primary stream, a secondary stream and a tertiary stream.
  • it may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation or according to all possible technical combinations:
  • the heat exchanger comprises a primary stream surface configured to be in a primary stream of the aircraft turbomachine
  • the primary stream surface is configured to be between the most downstream vane of the low pressure compressor, and the most upstream vane of the high pressure compressor;
  • the heat exchanger is configured to partially obstruct the primary stream
  • the heat exchanger comprises a secondary stream surface configured to be in a secondary stream of the aircraft turbomachine
  • the heat exchanger is configured to extend radially between the primary stream and a secondary stream, and includes a secondary stream surface configured to be in a secondary stream of the aircraft turbomachine;
  • the heat exchanger is configured to partially obstruct the secondary vein
  • the heat exchanger comprises a tertiary stream surface configured to be in a tertiary stream of the aircraft turbomachine;
  • the heat exchanger is configured to partially obstruct the tertiary vein
  • the heat exchanger is annular and is configured to extend around an axis of the aircraft turbine engine
  • the heat exchanger comprises fins configured to extend radially and parallel to the axis of the aircraft turbomachine; • the heat exchanger is a part fixed to the intermediate support casing, or the heat exchanger and the intermediate support casing are of the same part.
  • the invention further provides an aircraft turbine engine comprising such a system, a low pressure compressor and a high pressure compressor, the intermediate support casing being located between the low pressure compressor and the high pressure compressor.
  • the invention further proposes an aircraft comprising such a turbomachine.
  • FIG. 1 is a sectional view, along the axis, of an aircraft turbine engine comprising an example of a system according to the invention.
  • FIG. 2 is a sectional view, along the axis, of another aircraft turbine engine comprising another example of a system according to the invention.
  • FIG. 1 illustrates an example of an aircraft turbomachine 100 comprising a system 1 for cooling oil according to one embodiment of the invention.
  • the aircraft turbomachine 100 is a dual-flow axial turbomachine comprising successively along the engine axis X, a fan 110, a low pressure compressor 120, a high pressure compressor 130, a combustion chamber 160, a high pressure turbine 140 and a low pressure turbine 150.
  • the fan 110 makes it possible to generate a primary air flow in a primary stream 106 and a secondary air flow in a secondary stream 107.
  • the aircraft turbomachine 100 comprises an inlet support casing 181 located downstream of the fan 110.
  • the inlet support casing 181 is provided with an annular sleeve defining the primary stream 106 and arms 183 structural elements that extend radially inward across primary vein 106.
  • the aircraft turbomachine 100 comprises an intermediate support casing 2 between the low 120 and high 130 pressure compressors.
  • the intermediate support casing 2 comprises an annular sleeve preferably having a gooseneck profile and delimiting the primary stream 106 between the low 120 and high 130 pressure compressors. It is also provided with structural arms 184 extending radially through the primary vein 106.
  • Figure 2 schematically illustrates the respective positions of the low 120 and high 130 pressure compressors, of the intermediate support casing 2, of the primary stream 106, and of a tertiary stream 108 in the case of a triple turbomachine flux.
  • the system 1 comprises an intermediate support casing 2, for example as shown in Figure 1 or in Figure 2, and a heat exchanger 3 at least partially integrated into the casing of intermediate support 2.
  • the heat exchanger 3 has at least one surface in the primary stream 106 and/or in the secondary stream 107 (FIG. 1) and/or in the tertiary stream 108 (FIG. 2).
  • the heat exchanger 3 comprises a fluid inlet allowing oil to enter therein and a fluid outlet allowing oil to exit therefrom.
  • the heat exchanger 3 can be annular around the axis X of the turbomachine.
  • the heat exchanger 3 can be a part attached to the intermediate support casing 2 or be integral with the intermediate support casing 2.
  • the heat exchanger 3 can be axially at the same level as the structural arms 184.
  • the heat exchanger 3 passes radially through the intermediate support casing 2 and has a primary vein surface 31, radially internal, in the primary vein 106, and a vein surface secondary 32, radially outer, in the secondary stream 107.
  • the primary stream surface 31 is downstream of the blade furthest downstream of the low-pressure compressor 120, and upstream of the blade furthest upstream of the high pressure compressor 130.
  • the heat exchanger 3 has a tertiary stream surface 33 in the tertiary stream 108. It partially obstructs the tertiary stream 108. It comprises fins 34 extending radially and parallel to the axis of the turbomachine.

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Abstract

La présente invention concerne un système (1) pour refroidir de l'huile dans une turbomachine d'aéronef (100), et comprenant un carter de support intermédiaire (2) destiné à être localisé entre un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130) de la turbomachine d'aéronef (100), et un échangeur de chaleur (3) destiné à refroidir l'huile par échange thermique avec de l'air; l'échangeur de chaleur (3) étant au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire (2).

Description

Système pour refroidir de l’huile dans une turbomachine d’aéronef Domaine technique
[0001] La présente invention concerne un système pour refroidir de l’huile dans une turbomachine d’aéronef.
Art antérieur
[0002] L’augmentation des performances des turbomachines d’aéronef conduit à une augmentation des réjections thermiques vers l’huile. Un échangeur de chaleur permettant de refroidir l'huile est connu, notamment du document BE2017/5735.
Résumé de l’invention
[0003] Un objet de l’invention est d’améliorer l’intégration d’un échangeur de chaleur permettant de refroidir l'huile dans une turbomachine d’aéronef. [0004] A cet effet, l’invention propose un système pour refroidir de l’huile dans une turbomachine d’aéronef, et comprenant un carter de support intermédiaire destiné à être localisé entre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression de la turbomachine d’aéronef, et un échangeur de chaleur destiné à refroidir l’huile par échange thermique avec de l’air ; l’échangeur de chaleur étant au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire.
[0005] L’intégration, au moins partielle, de l’échangeur de chaleur dans le carter de support intermédiaire permet d’obtenir une turbomachine plus compacte et plus légère. Elle diminue aussi le coût de production de la turbomachine.
[0006] La turbomachine peut être double-flux, auquel cas elle comprend une veine primaire et une veine secondaire. La turbomachine peut être triple flux, auquel cas elle comprend une veine primaire, une veine secondaire et une veine tertiaire. [0007] Selon des modes avantageux de l’invention, elle peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniques possibles :
• l’échangeur de chaleur comprend une surface de veine primaire configurée pour être dans une veine primaire de la turbomachine d’aéronef ;
• la surface de veine primaire est configurée pour être entre l’aube la plus en aval du compresseur basse pression, et l’aube la plus en amont du compresseur haute pression ;
• l’échangeur de chaleur est configuré pour obstruer partiellement la veine primaire ;
• l’échangeur de chaleur comprend une surface de veine secondaire configurée pour être dans une veine secondaire de la turbomachine d’aéronef ;
• l’échangeur de chaleur est configuré pour s’étendre radialement entre la veine primaire et une veine secondaire, et comprend une surface de veine secondaire configurée pour être dans une veine secondaire de la turbomachine d’aéronef ;
• l’échangeur de chaleur est configuré pour obstruer partiellement la veine secondaire ;
• l’échangeur de chaleur comprend une surface de veine tertiaire configurée pour être dans une veine tertiaire de la turbomachine d’aéronef ;
• l’échangeur de chaleur est configuré pour obstruer partiellement la veine tertiaire ;
• l’échangeur de chaleur est annulaire et est configuré pour s’étendre autour d’un axe de la turbomachine d’aéronef ;
• l’échangeur de chaleur comprend des ailettes configurées pour s’étendre radialement et parallèlement à l’axe de la turbomachine d’aéronef ; • l’échangeur de chaleur est une pièce fixée au carter de support intermédiaire, ou l’échangeur de chaleur et le carter de support intermédiaire sont d’une même pièce.
[0008] L’invention propose en outre une turbomachine d’aéronef comprenant un tel système, un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, le carter de support intermédiaire étant situé entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression. [0009] L’invention propose en outre un aéronef comprenant une telle turbomachine.
Brève description des figures
[0010] D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :
- la figure 1 est une vue en coupe, le long de l’axe, d’une turbomachine d’aéronef comprenant un exemple de système selon l’invention ; et
- la figure 2 est une vue en coupe, le long de l’axe, d’une autre turbomachine d’aéronef comprenant un autre exemple de système selon l’invention.
Modes de réalisation de l’invention
[0011] Cette partie du texte décrit en détails des modes de réalisation préférés de l’invention. Des références à des figures sont utilisées mais l’invention n’est pas limitée par celles-ci. Les dessins et/ou figures décrits ci- dessous ne sont que schématiques et ne sont pas limitants.
[0012] Dans le cadre du présent document, il est fait référence aux directions « axiale », « circonférentielle » et « radiale » correspondant de respectivement en des directions parallèles à l’axe moteur, essentiellement circulaire autour de l’axe moteur, et perpendiculaire à l’axe moteur. Des repères sur les figures illustrent ces directions (munies d’un sens) notées respectivement X, R et C. Les termes « intérieurement » et « vers l’intérieur » correspondent naturellement à un sens vers l’axe moteur X selon une direction radiale, et les termes « extérieurement » et « vers l’extérieur » au sens opposé selon cette direction.
[0013] La figure 1 illustre un exemple de turbomachine d’aéronef 100 comprenant un système 1 pour refroidir de l’huile selon un mode de réalisation de l’invention. La turbomachine d’aéronef 100 est une turbomachine axiale à double flux comprenant successivement le long de l’axe moteur X, une soufflante 110, un compresseur basse pression 120, un compresseur haute pression 130, une chambre de combustion 160, une turbine haute pression 140 et une turbine basse pression 150. La soufflante 110 permet de générer un flux d’air primaire dans une veine primaire 106 et un flux d’air secondaire dans une veine secondaire 107.
[0014] La turbomachine d’aéronef 100 comprend un carter de support d’entrée 181 situé en aval de la soufflante 110. Le carter de support d’entrée 181 est muni d’une manche annulaire délimitant la veine primaire 106 et de bras 183 structuraux qui s’étendent radialement vers l’intérieur en traversant la veine primaire 106.
[0015] La turbomachine d’aéronef 100 comprend un carter de support intermédiaire 2 entre les compresseurs basse 120 et haute 130 pression. Le carter de support intermédiaire 2 comprend une manche annulaire présentant de préférence un profil en col de cygne et délimitant la veine primaire 106 entre les compresseurs basse 120 et haute 130 pression. Il est aussi muni de bras 184 structuraux s’étendant radialement à travers la veine primaire 106.
[0016] La figure 2 illustre, schématiquement, les positions respectives des compresseurs basse 120 et haute 130 pression, du carter de support intermédiaire 2, de la veine primaire 106, et d’une veine tertiaire 108 dans le cas d’une turbomachine triple flux.
[0017] Le système 1 selon l’invention comprend un carter de support intermédiaire 2, par exemple tel qu’illustré à la figure 1 ou à la figure 2, et un échangeur de chaleur 3 au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire 2. L’échangeur de chaleur 3 a au moins une surface dans la veine primaire 106 et/ou dans la veine secondaire 107 (figure 1 ) et/ou dans la veine tertiaire 108 (figure 2). L’échangeur de chaleur 3 comprend une entrée fluidique permettant d’y faire entrer de l’huile et une sortie fluidique permettant d’en faire sortie de l’huile.
[0018] L’échangeur de chaleur 3 peut être annulaire autour de l’axe X de la turbomachine.
[0019] L’échangeur de chaleur 3 peut être une pièce rapportée au carter de support intermédiaire 2 ou être monobloc avec le carter de support intermédiaire 2.
[0020] L’échangeur de chaleur 3 peut être axialement au même niveau que les bras 184 structuraux.
[0021] Dans l’exemple illustré à la figure 1 , l’échangeur de chaleur 3 traverse radialement le carter de support intermédiaire 2 et a une surface de veine primaire 31, radialement interne, dans la veine primaire 106, et une surface de veine secondaire 32, radialement externe, dans la veine secondaire 107. [0022] La surface de veine primaire 31 est en aval de l’aube la plus en aval du compresseur basse pression 120, et en amont de l’aube la plus en amont du compresseur haute pression 130.
[0023] Dans l’exemple illustré à la figure 2, l’échangeur de chaleur 3 a une surface de veine tertiaire 33 dans la veine tertiaire 108. Il obstrue partiellement la veine tertiaire 108. Il comprend des ailettes 34 s’étendant radialement et parallèlement à l’axe de la turbomachine.
[0024] La présente invention a été décrite en relation avec des modes de réalisations spécifiques, qui ont une valeur purement illustrative et ne doivent pas être considérés comme limitatifs. D’une manière générale, la présente invention n’est pas limitée aux exemples illustrés et/ou décrits ci-dessus. L’usage des verbes « comprendre », « inclure », « comporter », ou toute autre variante, ainsi que leurs conjugaisons, ne peut en aucune façon exclure la présence d’éléments autres que ceux mentionnés. L’usage de l’article indéfini « un », « une », ou de l’article défini « le », « la » ou « », pour introduire un élément n’exclut pas la présence d’une pluralité de ces éléments. Les numéros de référence dans les revendications ne limitent pas leur portée.

Claims

Revendications
1. Système (1) pour refroidir de l’huile dans une turbomachine d’aéronef (100), et comprenant : · un carter de support intermédiaire (2) destiné à être localisé entre un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130) de la turbomachine d’aéronef (100), et • un échangeur de chaleur (3) destiné à refroidir l’huile par échange thermique avec de l’air ; l’échangeur de chaleur (3) étant au moins partiellement intégré dans le carter de support intermédiaire (2).
2. Système (1) selon la revendication précédente, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) comprend une surface de veine primaire (31) configurée pour être dans une veine primaire (106) de la turbomachine d’aéronef (100).
3. Système (1) selon la revendication précédente, dans lequel la surface de veine primaire (31) est configurée pour être entre l’aube la plus en aval du compresseur basse pression (120), et l’aube la plus en amont du compresseur haute pression (130).
4. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 2 ou 3, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est configuré pour obstruer partiellement la veine primaire (106).
5. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) comprend une surface de veine secondaire (32) configurée pour être dans une veine secondaire (107) de la turbomachine d’aéronef (100).
6. Système (1 ) selon l’une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est configuré pour s’étendre radialement entre la veine primaire (106) et une veine secondaire (107), et comprend une surface de veine secondaire (32) configurée pour être dans une veine secondaire (107) de la turbomachine d’aéronef (100).
7. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 5 ou 6, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est configuré pour obstruer partiellement la veine secondaire (107).
8. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) comprend une surface de veine tertiaire (33) configurée pour être dans une veine tertiaire (108) de la turbomachine d’aéronef (100).
9. Système (1) selon la revendication précédente, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est configuré pour obstruer partiellement la veine tertiaire (108).
10. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est annulaire et est configuré pour s’étendre autour d’un axe (X) de la turbomachine d’aéronef (100).
11. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) comprend des ailettes (34) configurées pour s’étendre radialement et parallèlement à l’axe de la turbomachine d’aéronef (100).
12. Système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) est une pièce fixée au carter de support intermédiaire (2).
13. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel l’échangeur de chaleur (3) et le carter de support intermédiaire (2) sont d’une même pièce.
14. Turbomachine d’aéronef (100) comprenant un système (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, un compresseur basse pression (120) et un compresseur haute pression (130), le carter de support intermédiaire (2) étant situé entre le compresseur basse pression (120) et le compresseur haute pression (130).
15. Aéronef comprenant une turbomachine (100) selon la revendication précédente.
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