WO2023072614A1 - Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef, aéronef et procédé d'utilisation - Google Patents

Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef, aéronef et procédé d'utilisation Download PDF

Info

Publication number
WO2023072614A1
WO2023072614A1 PCT/EP2022/078543 EP2022078543W WO2023072614A1 WO 2023072614 A1 WO2023072614 A1 WO 2023072614A1 EP 2022078543 W EP2022078543 W EP 2022078543W WO 2023072614 A1 WO2023072614 A1 WO 2023072614A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuel
turbomachine
conditioning system
fuel cell
heat exchanger
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/078543
Other languages
English (en)
Inventor
Pierre-Alain Marie Cyrille LAMBERT
Hugo Pierre Mohamed JOUAN
Original Assignee
Safran
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran filed Critical Safran
Publication of WO2023072614A1 publication Critical patent/WO2023072614A1/fr

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/224—Heating fuel before feeding to the burner
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/22—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being gaseous at standard temperature and pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/40—Control of fuel supply specially adapted to the use of a special fuel or a plurality of fuels
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft comprising turbomachines powered by fuel stored in a cryogenic tank.
  • the fuel In order to be able to be injected into the combustion chamber of a turbomachine, the fuel must be conditioned, that is to say pressurized and heated, in order to allow optimal combustion. Conditioning is for example necessary to reduce the risk of icing of the water vapor contained in the air which circulates in the turbomachine, in particular at the level of the fuel injectors of the turbomachine.
  • a conditioning system according to the prior art comprising a fuel circuit 100 connected at the inlet to a cryogenic tank R1 and at the outlet to the combustion chamber CC of a turbomachine T.
  • a flow of fuel Q circulating from upstream downstream in the fuel circuit 100 successively passes through a mechanical pump 101 drawing off the fuel in the liquid phase and a heating module 102.
  • the use of a heating module 102 requires the use of energy to operate, which lowers the efficiency of the conditioning system. It has been proposed in the prior art to use a heating module 102 which takes calories from the turbomachine T. In practice, the calories generated by the turbomachine T are not sufficient to heat the fuel flow Q without penalizing its yield. In addition, the calories generated depend on the speed of the turbomachine T.
  • the invention aims to eliminate at least some of these disadvantages by proposing a new fuel conditioning system allowing heating with better efficiency and great operability.
  • the present invention makes it possible to take advantage of a fuel cell to condition fuel stored in a cryogenic tank.
  • a fuel cell makes it possible, from fuel, to generate electrical energy that can be used by the turbine engine and/or the aircraft.
  • the fuel cell has an efficiency of around 50% and also generates a large quantity of calories which are traditionally dissipated by an external air flow. Thanks to the invention, the calories generated are advantageously used for conditioning the cryogenic fuel used for the aircraft turbine engine in order to be able to be consumed in an optimal manner.
  • a fuel cell has a high efficiency at constant speed and thus makes it possible to generate calories for heating independently at the speed of the aircraft turbine engine.
  • the coolant of a fuel cell was cooled by a flow of air outside the aircraft via a large radiator which induced significant drag for the aircraft.
  • the radiator can be eliminated or its dimensions reduced. Interactions with the outside air flow are reduced and drag is reduced.
  • the conditioning system comprises a heat transfer fluid circuit in which a heat transfer fluid for cooling the fuel cell circulates, the first heat exchanger belonging to the heat transfer fluid circuit.
  • the heat transfer fluid circuit makes it possible to directly transmit the calories from the fuel cell to the fuel, which increases the compactness and reduces the mass.
  • the conditioning system comprises a bypass pipe making it possible to supply fuel to the second heat exchanger without supplying the first heat exchanger.
  • a bypass pipe making it possible to supply fuel to the second heat exchanger without supplying the first heat exchanger.
  • the bypass pipe comprises a bypass valve which makes it possible to regulate the quantity of fuel which is supplied directly to the first heat exchanger and directly to the second exchanger.
  • the bypass valve is preferably controlled according to the fuel flow and/or the temperature of the fuel at the outlet of the first exchanger.
  • the fuel cell is supplied by the fuel circuit, in particular by a fraction of the flow of fuel previously heated by the first exchanger.
  • the use of a fuel cell also has the advantage of using the fuel directly from the cryogenic tank, which makes the fuel cell autonomous and simplifies the conditioning system.
  • the heat transfer fluid circuit comprises a load shedding branch, hereinafter referred to as “primary load shedding branch”, comprising a heat exchanger, hereinafter designated “primary load shedding exchanger”, which makes it possible to decrease the calorie input supplied to the first heat exchanger.
  • primary load shedding branch comprising a heat exchanger, hereinafter designated “primary load shedding exchanger” which makes it possible to decrease the calorie input supplied to the first heat exchanger.
  • the primary load shedding branch further comprises a primary load shedding valve which makes it possible to regulate the quantity of heat transfer fluid which is supplied to the first heat exchanger and to the primary load shedding exchanger.
  • the conditioning system comprises a heating circuit in which circulates a coolant from the turbine engine, for example, an air flow taken downstream of a compression phase, a burnt gas flow taken downstream from a turbine, or a lubricating fluid.
  • a coolant from the turbine engine for example, an air flow taken downstream of a compression phase, a burnt gas flow taken downstream from a turbine, or a lubricating fluid.
  • the secondary heating is thus carried out as close as possible to the turbomachine.
  • the heating circuit comprises a load shedding branch, hereinafter referred to as “secondary load shedding branch”, comprising a heat exchanger, hereinafter designated “secondary load shedding exchanger”, which makes it possible to regulate the caloric supply to the second heat exchanger.
  • secondary load shedding branch comprising a heat exchanger, hereinafter designated “secondary load shedding exchanger”, which makes it possible to regulate the caloric supply to the second heat exchanger.
  • the conditioning system comprises an air supply line which connects the turbomachine to the fuel cell in order to supply the fuel cell with a flow of pressurized air coming from the turbomachine.
  • the air supply line has an auxiliary branch which includes an auxiliary heat exchanger to regulate the temperature of the air flow supplied to the fuel cell. This improves the efficiency of the fuel cell.
  • the fuel circuit includes an auxiliary branch which makes it possible to exchange calories with the auxiliary branch of the air supply pipe via the auxiliary exchanger.
  • the temperature regulation is carried out as close as possible to the turbomachine in synergy with the other equipment of the conditioning system.
  • the turbomachine is mechanically connected to a propulsion member.
  • the conditioning system comprises a propulsion member and a drive system for said propulsion member, the drive system being configured to be powered by the turbomachine and by the fuel cell.
  • the fuel is dihydrogen. This is particularly advantageous for a hydrogen fuel cell.
  • the invention also relates to a set of a turbomachine and a conditioning system as presented above.
  • the invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine and a conditioning system as presented above.
  • FIG. 1 There is a schematic representation of a fuel conditioning system according to a third embodiment of the invention with a fuel cell air supply line.
  • a fuel conditioning system SC configured to supply an aircraft turbomachine, called turbomachine T, from fuel Q coming from a cryogenic tank R1.
  • the turbomachine T is configured to ensure the propulsion of the aircraft, in particular, by driving at least one propulsion member (not represented on the ).
  • the fuel is liquid hydrogen but the invention applies to other types of fuel, for example, liquid methane or liquefied natural gas.
  • the conditioning system SC includes a fuel circuit CQ (solid line on the ) connected at the inlet to the cryogenic tank R1 and at the outlet to the turbomachine T.
  • the conditioning system SC also comprises a pump 1, preferably high pressure, configured to circulate a flow of fuel Q from upstream (inlet) to downstream ( outlet) in the CQ fuel system.
  • the pump 1 is sized to deliver sufficient pressure to supply the turbomachine T taking into account the pressure drops of the fuel circuit CQ.
  • Such heating is advantageous given that it takes advantage of the heat generated by the fuel cell P and the turbomachine T.
  • the fuel cell P is configured to generate, on the one hand, electrical energy ELEC and, on the other hand, calories which are collected in the fuel cell P by a heat transfer fluid circuit H1 .
  • the ELEC electrical energy is intended for the electrical network of the aircraft.
  • the fuel cell P is a PEM cell, that is to say, having a proton-emitting membrane.
  • the heat transfer fluid circuit H1 makes it possible to transmit the calories from the fuel cell P to the fuel circuit CQ via the first heat exchanger 31.
  • the fuel cell P has an efficiency of the order of 50% and generates a significant amount of calories which make it possible to efficiently heat the fuel Q of the fuel circuit CQ.
  • the transfer of calories within the first heat exchanger 31 makes it possible to cool the heat transfer fluid of the fuel cell P which can thus again collect the calories within the fuel cell P.
  • the heat transfer fluid of a P fuel cell was cooled by a flow of air outside the aircraft via a large radiator which induced significant drag for the aircraft.
  • the radiator can be eliminated or its dimensions reduced. Interactions with the outside air flow are reduced and drag is reduced.
  • the fuel cell P is directly supplied by the fuel circuit CQ and is thus autonomous, which simplifies the conditioning system SC.
  • the fuel cell P is supplied with a fraction of the flow of fuel Q previously heated by the first exchanger 31, in particular, hydrogen.
  • the conditioning system SC comprises a pressure regulator 2, in particular a pressure reducer, configured to supply the fuel cell P with a flow of fuel Q at constant pressure and flow rate.
  • the fuel cell P is supplied optimally with fuel Q.
  • the fuel cell P is supplied with oxygen taken from the ambient air.
  • the fuel cell P operates at a constant (stationary) regime. Its mode is preferably determined to provide a quantity of electrical energy with the best efficiency.
  • the calories of the fuel cell P do not depend on the speed of the turbomachine T.
  • the fuel cell P is dimensioned only to supply the non-propulsive energies and not from a thermal point of view .
  • the conditioning conditioning system S remains operational.
  • the second heat exchanger 32 is supplied with calories from the turbomachine T, in particular, by a heating circuit F1 in which circulates a heat transfer fluid from the turbomachine T, for example, an exhaust air flow from of a compression phase or a lubricating fluid.
  • the number of calories thus depends on the speed of the turbomachine T.
  • the fuel Q is thus heated, on the one hand, by the first exchanger 31 and, on the other hand, by the second exchanger 32.
  • the conditioning system SC further comprises a bypass pipe W1 making it possible to supply the second heat exchanger 32 without supplying the first heat exchanger 31.
  • the bypass pipe W1 comprises an upstream end connected to the circuit of fuel CQ upstream of the first heat exchanger 31 and a second downstream end connected downstream of the first heat exchanger 31, in particular, upstream of the second heat exchanger 32.
  • the bypass pipe W1 further comprises a bypass valve V1 which makes it possible to regulate the quantity of fuel Q which is supplied directly to the first heat exchanger 31 and directly to the second exchanger 32.
  • the bypass valve V1 is controlled by a computer 3 in order to determine the quantity of fuel Q which circulates in the first heat exchanger 31, this makes it possible to regulate the temperature of the fuel Q supplied to the fuel cell P to allow optimal operation independently of the fuel requirements of the turbomachine T.
  • the control of the bypass valve V1 is a function at least of the speed of the turbomachine T and of the fuel requirements Q. At nominal speed of the turbomachine T, the bypass valve V1 is closed. When the speed of the turbomachine T is higher than its nominal speed, the bypass valve V1 is opened and a fraction of the fuel Q is conveyed to the second heat exchanger 32, the speed of the fuel cell P remaining constant.
  • the fuel cell P is fed by fuel taken upstream of the pump 1. This makes it possible to avoid expanding the fuel Q again either with a turbine which adds complexity, or with a valve whose thermodynamic efficiency is weak.
  • the conditioning system S comprises an additional heat exchanger 33 which belongs to the heat transfer fluid circuit H1 to heat the fuel Q.
  • the first exchanger 31 and the additional heat exchanger 33 are mounted in series in the circuit of heat transfer fluid H1.
  • the additional heat exchanger 33 is mounted upstream of the fuel cell P and downstream of the first exchanger 31 in order to optimally heat the fuel Q dedicated to the fuel cell P.
  • the first heat exchanger 31 is configured to heat the fuel Q from the calories from the fuel cell P.
  • the number of calories generated by a fuel cell P, intended to supply an electrical network of an aircraft may be greater than the heating requirements of the fuel Q.
  • the heat transfer fluid circuit H1 comprises a load shedding branch H1d, subsequently designated “primary load shedding branch H1d”, comprising a heat exchanger 41, hereinafter referred to as “primary load shedding exchanger 41", which makes it possible to reduce the calorie input to the first heat exchanger 31.
  • the primary load shedding branch H1d comprises an upstream end connected to the heat transfer fluid circuit H1 upstream of the first heat exchanger 31 and a second downstream end located downstream of the first heat exchanger 31.
  • the primary load shedding branch H1d further comprises a load shedding valve V2, subsequently designated “primary load shedding valve V2", which makes it possible to regulate the quantity of heat transfer fluid which is supplied to the first heat exchanger 31 and to the primary load shedding exchanger 41.
  • the primary load shedding valve V2 is controlled by the computer 3 in order to determine the quantity of coolant which circulates in the first heat exchanger 31, this makes it possible to regulate the temperature of the fuel Q supplied to the second exchanger 32.
  • the piloting of the primary load shedding valve V2 is a function at least of the speed of the turbomachine T so as to supply the turbomachine T with a fuel Q heated in an optimal manner.
  • the primary load shedding exchanger 41 is crossed by an outside air flow Fext to take the calories circulating in the primary load shedding branch H1d. It goes without saying that the primary unloading exchanger 41 could be cooled in a different way.
  • the heating circuit F1 comprises a load shedding branch F1d, hereinafter designated “secondary load shedding branch F1d”, comprising a heat exchanger 42, hereinafter designated “secondary load shedding exchanger 42”, which makes it possible to reduce the caloric input to the second heat exchanger 32.
  • the secondary load shedding branch F1d comprises an upstream end connected to the heating circuit F1 upstream of the second heat exchanger 32 and a second downstream end positioned downstream of the second heat exchanger 32.
  • the secondary load shedding branch F1d comprises in addition, a load shedding valve V3, subsequently designated “secondary load shedding valve V3", which makes it possible to regulate the quantity of heat transfer fluid which is supplied to the second heat exchanger 32 and to the secondary load shedding exchanger 42.
  • the secondary load shedding valve V3 is controlled by the computer 3 in order to determine the quantity of coolant which circulates in the second heat exchanger 32. This makes it possible to regulate the temperature of the fuel Q supplied to the turbomachine T.
  • the piloting of the secondary load shedding valve V3 is a function of at least the speed of the turbomachine T so as to supply the turbomachine T with fuel Q heated in an optimal manner.
  • the secondary load shedding exchanger 42 is crossed by an external air flow Fext to take the calories circulating in the secondary load shedding branch H1d. It goes without saying that the secondary load shedding exchanger 42 could be cooled in a different way.
  • the fuel cell P can be supplied with oxygen by taking air from its ambient environment.
  • an auxiliary compressor dedicated to the fuel cell P, to supply a pressurized air flow to the fuel cell P.
  • Such a compressor is bulky and heavy.
  • the fuel cell P in order to improve the performance of the fuel cell P, the fuel cell P is supplied with oxygen by a flow of air coming from the turbomachine T, in particular, from a low pressure stage of a compressor of the turbomachine T.
  • the conditioning system SC comprises an air supply line A1 which connects the turbomachine T to the fuel cell P in order to supply the fuel cell P with a pressurized air flow, for example, at a pressure of one bar (0.1 MPa).
  • the integration of a compressor dedicated to the fuel cell P is no longer necessary.
  • the air supply line A1 comprises a pressure regulator 4, in particular a pressure reducer, configured to supply the fuel cell P with an air flow at constant pressure and flow rate
  • the conditioning system SC makes it possible to transmit calories from the air flow, intended for the fuel cell P, to the flow of fuel Q intended for the turbomachine T in order to control the temperature of the air flow supplied to the fuel cell P.
  • the air supply line A1 comprises an auxiliary branch A1a which comprises a heat exchanger 43, hereinafter referred to as “auxiliary exchanger 43”.
  • the fuel circuit CQ comprises an auxiliary branch Cqa which makes it possible to exchange calories with the auxiliary branch A1a of the air supply line A1 via the auxiliary exchanger 43.
  • the fuel cell P is supplied with air by an electric compressor, in particular, belonging to the air supply line A1 in order to allow the fuel cell P to be placed as close as possible to the tank R1 and to shorten the line length.
  • an electric compressor in particular, belonging to the air supply line A1 in order to allow the fuel cell P to be placed as close as possible to the tank R1 and to shorten the line length.
  • the fuel cell P has its own air supply, or the fuel cell P is powered by the electric compressor.
  • the second exchanger 32 is connected to the turbomachine T, on the one hand, by a main branch Cqp devoid of heat exchanger and, on the other hand, by the auxiliary branch CQa comprising the auxiliary exchanger 43.
  • An auxiliary valve of fuel Vq makes it possible to regulate the quantity of fuel which is supplied to the auxiliary exchanger 43.
  • the auxiliary fuel valve Vq makes it possible to control the quantity of fuel Q in the main branch CQp and the auxiliary branch CQa.
  • the turbomachine T is connected to the fuel cell P, on the one hand, by a main branch A1p devoid of heat exchanger and, on the other hand, by the auxiliary branch A1a comprising the auxiliary exchanger 43
  • An auxiliary air valve Va makes it possible to regulate the quantity of air which is supplied to the auxiliary exchanger 43.
  • the auxiliary air valve Va makes it possible to control the quantity of air in the main branch A1p and the auxiliary branch A1a.
  • one or more auxiliary valves Va, Vq are controlled by the computer 3 so as to regulate the temperature of the fuel Q supplied to the turbomachine T and the temperature of the air supplied to the fuel cell P. It goes from a single auxiliary valve Va, Vq could be used.
  • the turbomachine T is connected to a propulsion member OP which it drives, for example, a propeller or a fan.
  • the fuel conditioning system SC comprises a propulsion member OP and a drive system 9 of said propulsion member OP.
  • the drive system 9 is configured to be powered by the turbomachine T and by the fuel cell P.
  • the fuel cell P is connected to an electrical network 90 and makes it possible to supply it with electrical energy ELEC.
  • the electrical network 90 makes it possible to supply several electrical components 91, for example, non-propelling loads such as wing anti-icing or cabin pressurization, or propelling loads as described below.
  • at least one electric battery 94 is provided to make it possible to store the excess electric energy or to provide additional electric power during the phases of change of speed of the turbomachine T.
  • the drive system 9 comprises at least one electric motor 92, powered by the electrical network 90, in order to convert the electrical power into a mechanical torque.
  • the drive system 9 further comprises a transmission box 93 configured to supply an overall mechanical torque to the propulsion member OP from the mechanical torques of the electric motor 92 and of the turbomachine T.
  • the transmission box 93 can supply mechanical energy to other non-propulsive mechanical consumers 95, for example, a lubricating oil pump or a hydraulic fluid pump for actuating flight controls.
  • the fuel cell P can be positioned as close as possible to the cryogenic tank R1, so that the portion of the fuel circuit, located between the heat exchangers 31, 32, remains permanently at a temperature that does not require heating. complex cold, which is advantageous in the case of a turbojet.
  • the fuel cell P can be mounted in a nacelle of the turbomachine T, so that the load shedding exchangers 41, 42 can benefit from the flow of outside air delivered by the propeller (propeller or fan) or by a low pressure compressor stage, with a view to making it more compact and more efficient over a wide range of operating conditions.
  • the fuel cell P operates at a predetermined constant rate of high efficiency to supply electrical energy ELEC to the electrical network of the aircraft 90.
  • the method for supplying fuel to the turbomachine T comprises steps consisting in circulating a flow of fuel Q from upstream to downstream in the fuel circuit CQ by means of the pump 1 to supply the turbomachine T and to supply fuel. electricity to the electrical network 90 of the aircraft by means of the fuel cell P.
  • the fuel cell P is fed by a fraction of fuel heated by the first exchanger 31 and by an accelerated air flow coming from the turbomachine T via the air supply line A1.
  • the temperature of the fuel and the air are regulated by the various heat exchangers 31, 41, 32, 43 as presented above so that the fuel cell P is supplied under optimal conditions in all phases of flight.
  • the method comprises steps consisting in transmitting calories, coming from the fuel cell P, to the flow of fuel Q in order to heat it by means of the first exchanger 31, then in transmitting calories, coming from the turbomachine T, to the flow of fuel Q in order to heat it by means of the second heat exchanger 32.
  • the calories of the fuel cell P are used in an optimal manner in order to condition the fuel for the turbomachine T, the second heat exchanger 32 making it possible to carry out a final heating closer to the turbomachine T.
  • the mechanical energy provided by the turbomachine T is used mainly for the propulsion of the aircraft while the electrical energy provided by the fuel cell P is used to supply the electrical network 90 of the aircraft but can also participate in the propulsion.

Abstract

Un système de conditionnement de carburant (SC) configuré pour alimenter une turbomachine (T), à partir de carburant (Q) issu d'un réservoir cryogénique (RI), le système de conditionnement (SC) comprenant un circuit de carburant (CQ) relié en entrée au réservoir cryogénique (RI) et en sortie à la turbomachine (T), une pompe (1), une pile à combustible (P) configurée pour fournir de l'électricité à un réseau électrique de l'aéronef, au moins un premier échangeur de chaleur (31) appartenant au circuit de carburant (CQ) et configuré pour transmettre des calories, issues de la pile à combustible (P), au flux de carburant (Q) afin de le réchauffer et au moins un deuxième échangeur de chaleur (32), monté en aval du premier échangeur de chaleur (31) dans le circuit de carburant (CQ), configuré pour transmettre des calories, issues de la turbomachine (T), au flux de carburant (Q) afin de le réchauffer.

Description

Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d’aéronef, aéronef et procédé d’utilisation
La présente invention concerne le domaine des aéronefs comportant des turbomachines alimentées par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique.
Il est connu de stocker du carburant, en particulier de l’hydrogène, sous forme liquide pour limiter l’encombrement et la masse des réservoirs de l’aéronef. A titre d’exemple, le carburant est stocké à une température de l’ordre de 20 à 22 Kelvins (- 253 à -251°C) dans un réservoir cryogénique de l’aéronef.
Afin de pouvoir être injecté dans la chambre de combustion d’une turbomachine, le carburant doit être conditionné, c’est-à-dire pressurisé et chauffé, afin de permettre une combustion optimale. Un conditionnement est par exemple nécessaire pour réduire le risque de givrage de la vapeur d’eau contenue dans l’air qui circule dans la turbomachine, en particulier, au niveau des injecteurs de carburant de la turbomachine. En référence à la , il est représenté un système de conditionnement selon l’art antérieur comprenant un circuit de carburant 100 relié en entrée à un réservoir cryogénique R1 et en sortie à la chambre de combustion CC d’une turbomachine T. Un flux de carburant Q circulant d’amont en aval dans le circuit de carburant 100 traverse successivement une pompe mécanique 101 soutirant le carburant en phase liquide et un module de chauffage 102.
L’utilisation d’un module de chauffage 102 nécessite d’utiliser de l’énergie pour fonctionner, ce qui abaisse le rendement du système de conditionnement. Il a été proposé dans l’art antérieur d’utiliser un module de chauffage 102 qui prélève des calories sur la turbomachine T. En pratique, les calories générées par la turbomachine T ne sont pas suffisantes pour réchauffer le flux de carburant Q sans pénaliser son rendement. De plus, les calories générées dépendent du régime de la turbomachine T.
L’invention vise à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un nouveau système de conditionnement de carburant permettant un chauffage avec un meilleur rendement et une grande opérabilité.
On connaît dans l’art antérieur les demandes de brevet US2021/207540A1, US2011/048026A1 et US2015/337730 A1 enseignant une turbomachine associée à une pile à combustible.
 PRESENTATION DE L’INVENTION
L’invention concerne un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter une turbomachine configurée pour assurer la propulsion d’un aéronef, dite turbomachine, à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de conditionnement comprenant :
  • un circuit de carburant relié en entrée au réservoir cryogénique et en sortie à la turbomachine,
  • une pompe configurée pour faire circuler un flux de carburant d’amont en aval dans le circuit de carburant,
  • une pile à combustible configurée pour fournir de l’électricité à un réseau électrique de l’aéronef,
  • au moins un premier échangeur de chaleur appartenant au circuit de carburant et configuré pour transmettre des calories, issues de la pile à combustible, au flux de carburant afin de le réchauffer et
  • au moins un deuxième échangeur de chaleur, monté en aval du premier échangeur de chaleur dans le circuit de carburant, configuré pour transmettre des calories, issues de la turbomachine, au flux de carburant afin de le réchauffer.
La présente invention permet de tirer avantage d’une pile à combustible pour conditionner du carburant stocké dans un réservoir cryogénique. En effet, une pile à combustible permet, à partir de carburant, de générer de l’énergie électrique pouvant être utilisée par la turbomachine et/ou l’aéronef. En pratique, la pile à combustible possède un rendement de l’ordre de 50% et génère également une quantité importante de calories qui sont traditionnellement dissipées par un flux d’air extérieur. Grâce à l’invention, les calories générées sont avantageusement utilisées pour le conditionnement du carburant cryogénique utilisé pour la turbomachine d’aéronef afin de pouvoir être consommé de manière optimale. De plus, une pile à combustible possède un rendement élevé à régime constant et permet ainsi de générer des calories pour le réchauffage de manière indépendante au régime de la turbomachine d’aéronef.
De plus, dans l’art antérieur, le fluide caloporteur d’une pile à combustible était refroidi par un flux d’air extérieur de l’aéronef par l’intermédiaire d’un radiateur de grandes dimensions qui induisait une trainée importante pour l’aéronef. Grâce à l’invention, le radiateur peut être supprimé ou ses dimensions diminuées. Les interactions avec le flux d’air extérieur sont diminuées et la trainée est réduite.
L’utilisation de deux échangeurs de chaleur en série permet de chauffer le carburant par palier dans le circuit de carburant. Le degré de liberté introduit par la présence de deux échangeurs permet de contrôler la température du carburant arrivant à la turbomachine dans toutes les conditions d’opération, même si la pile à combustible fonctionne à régime constant. Un tel chauffage en série permet également de mieux se prémunir des risques de condensation de la vapeur d’eau au voisinage de l’hydrogène.
De préférence, le système de conditionnement comporte un circuit de fluide caloporteur dans lequel circule un fluide caloporteur de refroidissement de la pile à combustible, le premier échangeur de chaleur appartenant au circuit de fluide caloporteur. Ainsi, le circuit de fluide caloporteur permet de transmettre directement les calories de la pile à combustible au carburant, ce qui augmente la compacité et réduit la masse.
De manière préférée, le système de conditionnement comporte une conduite de contournement permettant d’alimenter en carburant le deuxième échangeur de chaleur sans alimenter le premier échangeur de chaleur. Cela permet avantageusement de réguler le chauffage du carburant lorsque les besoins en carburant augmentent lors d’une phase de vol. De manière avantageuse, le régime de la pile à combustible demeure constant et la conduite de contournement permet de s’assurer que le carburant est chauffé de manière optimale malgré le débit augmenté de carburant. Cela est particulièrement avantageux lorsque la pile à combustible est alimentée par le circuit de carburant.
De préférence, la conduite de contournement comprend une vanne de contournement qui permet de réguler la quantité de carburant qui est fournie directement au premier échangeur de chaleur et directement au deuxième échangeur. La vanne de contournement est de préférence pilotée en fonction du débit de carburant et/ou de la température du carburant en sortie du premier échangeur.
De manière préférée, la pile à combustible est alimentée par le circuit de carburant, en particulier, par une fraction du flux de carburant préalablement réchauffé par le premier échangeur. L’utilisation d’une pile à combustible présente également l’avantage d’utiliser directement le carburant du réservoir cryogénique, ce qui rend la pile à combustible autonome et simplifie le système de conditionnement.
Selon un aspect de l’invention, le circuit de fluide caloporteur comporte une branche de délestage, désignée par la suite « branche de délestage primaire », comprenant un échangeur de chaleur, désigné par la suite « échangeur de délestage primaire », qui permet de diminuer l’apport calorique fourni au premier échangeur de chaleur. Lorsque la pile à combustible génère trop de calories à son régime constant de haut rendement, cela permet d’éviter avantageusement un chauffage excessif du carburant.
De préférence, la branche de délestage primaire comporte en outre une vanne de délestage primaire qui permet de réguler la quantité de fluide caloporteur qui est fournie au premier échangeur de chaleur et à l’échangeur de délestage primaire.
De préférence, le système de conditionnement comporte un circuit de chauffage dans lequel circule un fluide caloporteur issu de la turbomachine, par exemple, un flux d’air prélevé en aval d’une phase de compression, un flux de gaz brûlés prélevé en aval d’une turbine, ou un fluide de lubrification. Le chauffage secondaire est ainsi réalisé au plus près de la turbomachine.
De préférence, le circuit de chauffage comporte une branche de délestage, désignée par la suite « branche de délestage secondaire », comprenant un échangeur de chaleur, désigné par la suite « échangeur de délestage secondaire », qui permet de réguler l’apport calorique au deuxième échangeur de chaleur.
Selon un aspect de l’invention, le système de conditionnement comporte une conduite d’alimentation en air qui relie la turbomachine à la pile à combustible afin d’alimenter la pile à combustible avec un flux d’air sous pression issu de la turbomachine. Cela permet avantageusement d’éviter l’utilisation d’un compresseur dédié pour la pile à combustible, ce qui réduit la masse et l’encombrement.
De préférence, la conduite d’alimentation en air comporte une branche auxiliaire qui comprend un échangeur de chaleur auxiliaire afin de réguler la température du flux d’air fourni à la pile à combustible. Cela permet d’améliorer le rendement de la pile à combustible.
De manière préférée, le circuit de carburant comporte une branche auxiliaire qui permet d’échanger des calories avec la branche auxiliaire de la conduite d’alimentation en air par l’intermédiaire de l’échangeur auxiliaire. La régulation en température est réalisée au plus près de la turbomachine de manière synergique avec les autres équipements du système de conditionnement.
Selon un aspect préféré, la turbomachine est reliée mécaniquement à un organe propulsif.
De préférence, le système de conditionnement comprend un organe propulsif et un système d’entrainement dudit organe propulsif, le système d’entrainement étant configuré pour être alimenté par la turbomachine et par la pile à combustible.
De manière préférée, le carburant est du dihydrogène. Cela est particulièrement avantageux pour une pile à combustible alimentée en hydrogène.
L’invention concerne également un ensemble d’une turbomachine et d’un système de conditionnement tel que présenté précédemment. L’invention concerne également un aéronef comprenant une turbomachine et un système de conditionnement tel que présenté précédemment.
L’invention concerne également un procédé d’alimentation en carburant d’une turbomachine configurée pour assurer la propulsion d’un aéronef, dite turbomachine, à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, l’aéronef comprenant un système de conditionnement tel que présenté précédemment, le procédé comprenant des étapes consistant à :
  • faire circuler un flux de carburant d’amont en aval dans le circuit de carburant au moyen de la pompe pour alimenter la turbomachine,
  • Fournir de l’électricité au réseau électrique de l’aéronef au moyen de la pile à combustible,
  • Transmettre des calories, issues de la pile à combustible, au flux de carburant Q afin de le réchauffer au moyen du premier échangeur, puis
  • Transmettre des calories, issues de la turbomachine T, au flux de carburant Q afin de le réchauffer au moyen du deuxième échangeur de chaleur.
 PRESENTATION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon l’art antérieur.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une première forme de réalisation de l’invention.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une deuxième forme de réalisation de l’invention avec plusieurs branches de délestage.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une troisième forme de réalisation de l’invention avec une conduite d’alimentation en air de la pile à combustible.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une variante de la troisième forme de réalisation de la .
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une quatrième forme de réalisation de l’invention pour fournir une énergie propulsive et non propulsive.
La est une représentation schématique d’un exemple d’un système de conditionnement de carburant combinant plusieurs aspects des différentes formes de réalisation de l’invention.
La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une variante de la première forme de réalisation de l’invention.
Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
 DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
En référence à la , il est représenté un système de conditionnement de carburant SC configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef, dite turbomachine T, à partir de carburant Q issu d’un réservoir cryogénique R1. La turbomachine T est configurée pour assurer la propulsion de l’aéronef, notamment, par entrainement d’au moins un organe propulsif (non représenté sur la ).
Dans cet exemple, le carburant est de l’hydrogène liquide mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié.
Selon une première forme de réalisation, en référence à la , le système de conditionnement SC comprend un circuit de carburant CQ (trait continu sur la ) relié en entrée au réservoir cryogénique R1 et en sortie à la turbomachine T. Le système de conditionnement SC comporte également une pompe 1, de préférence haute pression, configurée pour faire circuler un flux de carburant Q d’amont (entrée) en aval (sortie) dans le circuit de carburant CQ. La pompe 1 est dimensionnée pour délivrer une pression suffisante pour alimenter la turbomachine T en prenant en compte les pertes de charge du circuit de carburant CQ.
En référence à la , le système de conditionnement SC comprend :
  • un premier échangeur de chaleur 31 configuré pour transmettre des calories, issues d’une pile à combustible P, au flux de carburant Q prélevé par la pompe 1 afin de le réchauffer et
  • un deuxième échangeur de chaleur 32, monté en aval du premier échangeur de chaleur 31, configuré pour transmettre des calories, issues de la turbomachine T, au flux de carburant Q afin de le réchauffer pour permettre son injection optimale dans la turbomachine T.
Un tel chauffage est avantageux étant donné qu’il tire avantage de la chaleur générée par la pile à combustible P et de la turbomachine T.
Dans cet exemple, la pile à combustible P est configurée pour générer, d’une part, de l’énergie électrique ELEC et, d’autre part, des calories qui sont collectées dans la pile à combustible P par un circuit de fluide caloporteur H1. De préférence, l’énergie électrique ELEC est destinée au réseau électrique de l’aéronef. Dans cet exemple, la pile à combustible P est une pile à PEM c’est-à-dire, ayant, une membrane émettrice de protons.
De manière avantageuse, le circuit de fluide caloporteur H1 permet de transmettre les calories de la pile à combustible P au circuit de carburant CQ via le premier échangeur de chaleur 31. En pratique, la pile à combustible P possède un rendement de l’ordre de 50% et génère une quantité importante de calories qui permettent de chauffer de manière efficace le carburant Q du circuit de carburant CQ. Le transfert de calories au sein du premier échangeur de chaleur 31 permet de refroidir le fluide caloporteur de la pile à combustible P qui peut ainsi de nouveau collecter les calories au sein de la pile à combustible P.
Dans l’art antérieur, le fluide caloporteur d’une pile à combustible P était refroidi par un flux d’air extérieur de l’aéronef par l’intermédiaire d’un radiateur de grandes dimensions qui induisait une trainée importante pour l’aéronef. Grâce à l’invention, le radiateur peut être supprimé ou ses dimensions diminuées. Les interactions avec le flux d’air extérieur sont diminuées et la trainée est réduite.
Dans cet exemple, en référence à la , la pile à combustible P est directement alimentée par le circuit de carburant CQ et est ainsi autonome, ce qui simplifie le système de conditionnement SC. La pile à combustible P est alimentée par une fraction du flux de carburant Q préalablement réchauffé par le premier échangeur 31, en particulier, de l’hydrogène. Dans cet exemple, le système de conditionnement SC comprend un régulateur de pression 2, en particulier un détendeur, configuré pour alimenter la pile à combustible P avec un flux de carburant Q à pression et débit constants. Ainsi, la pile à combustible P est alimentée de manière optimale en carburant Q. Dans cet exemple, la pile à combustible P est alimentée en dioxygène prélevé dans l’air ambiant.
De préférence, la pile à combustible P fonctionne à un régime constant (stationnaire). Son régime est de préférence déterminé pour fournir une quantité d’énergie électrique avec le meilleur rendement. De manière avantageuse, les calories de la pile à combustible P ne dépendent pas du régime de la turbomachine T. De préférence, la pile à combustible P est dimensionnée uniquement pour fournir les énergies non-propulsives et non pas d’un point de vue thermique. De manière avantageuse, même en cas de panne de la pile à combustible P, le système de conditionnement de conditionnement S demeure opérationnel.
Le deuxième échangeur de chaleur 32 est alimenté par des calories issues de la turbomachine T, en particulier, par un circuit de chauffage F1 dans lequel circule un fluide caloporteur issu de la turbomachine T, par exemple, un flux d’air d’échappement issu d’une phase de compression ou un fluide de lubrification. Le nombre de calories dépend ainsi du régime de la turbomachine T. Le carburant Q est ainsi chauffé, d’une part, par le premier échangeur 31 et, d’autre part, par le deuxième échangeur 32. Ces chauffages successifs permettent de monter le carburant en température de manière compacte en bénéficiant d’un nombre important de calories issues de la pile à combustible P.
En référence à la , le système de conditionnement SC comporte en outre une conduite de contournement W1 permettant d’alimenter le deuxième échangeur de chaleur 32 sans alimenter le premier échangeur de chaleur 31. A cet effet, la conduite de contournement W1 comporte une extrémité amont reliée au circuit de carburant CQ en amont du premier échangeur de chaleur 31 et une deuxième extrémité aval reliée en aval du premier échangeur de chaleur 31, en particulier, en amont du deuxième échangeur de chaleur 32. La conduite de contournement W1 comporte en outre une vanne de contournement V1 qui permet de réguler la quantité de carburant Q qui est fournie directement au premier échangeur de chaleur 31 et directement au deuxième échangeur 32. De manière préférée, la vanne de contournement V1 est pilotée par un calculateur 3 afin de déterminer la quantité de carburant Q qui circule dans le premier échangeur de chaleur 31, cela permet de réguler la température du carburant Q fourni à la pile à combustible P pour permettre un fonctionnement optimal indépendamment des besoins en carburant de la turbomachine T.
De préférence, le pilotage de la vanne de contournement V1 est fonction au moins du régime de la turbomachine T et des besoins en carburant Q. En régime nominal de la turbomachine T, la vanne de contournement V1 est fermée. Lorsque le régime de la turbomachine T est supérieur à son régime nominal, la vanne de contournement V1 est ouverte et une fraction du carburant Q est acheminée au deuxième échangeur de chaleur 32, le régime de la pile à combustible P demeurant constant.
Selon une variante de la première forme de réalisation, en référence à la , la pile à combustible P est alimentée par du carburant prélevé en amont de la pompe 1. Cela permet d’éviter de détendre de nouveau le carburant Q soit avec une turbine qui ajoute de la complexité, soit avec une vanne dont l’efficacité thermodynamique est faible.
Toujours en référence à la , le système de conditionnement S comporte un échangeur de chaleur complémentaire 33 qui appartient au circuit de fluide caloporteur H1 pour chauffer le carburant Q. De manière préférée, le premier échangeur 31 et l’échangeur de chaleur complémentaire 33 sont montés en série dans le circuit de fluide caloporteur H1. De manière préférée, l’échangeur de chaleur complémentaire 33 est monté en amont de la pile à combustible P et en aval du premier échangeur 31 afin de chauffer de manière optimale le carburant Q dédié à la pile à combustible P.
En référence à la , il est représenté une deuxième forme de réalisation du système de conditionnement de carburant SC. Par souci de clarté et de concision, les éléments communs ou analogues à la première forme de réalisation ne sont pas présentés de nouveau.
Comme indiqué précédemment, le premier échangeur de chaleur 31 est configuré pour chauffer le carburant Q à partir des calories issues de la pile à combustible P. En pratique, le nombre de calories générées par une pile à combustible P, destiné à alimenter un réseau électrique d’un aéronef, peut être supérieur aux besoins de chauffage du carburant Q. Afin de conserver une génération optimale d’énergie électrique ELEC, le circuit de fluide caloporteur H1 comporte une branche de délestage H1d, désignée par la suite « branche de délestage primaire H1d », comprenant un échangeur de chaleur 41, désigné par la suite « échangeur de délestage primaire 41 », qui permet de diminuer l’apport calorique au premier échangeur de chaleur 31.
A cet effet, la branche de délestage primaire H1d comporte une extrémité amont reliée au circuit de fluide caloporteur H1 en amont du premier échangeur de chaleur 31 et une deuxième extrémité aval située en aval du premier échangeur de chaleur 31. La branche de délestage primaire H1d comporte en outre une vanne de délestage V2, désignée par la suite « vanne de délestage primaire V2 », qui permet de réguler la quantité de fluide caloporteur qui est fournie au premier échangeur de chaleur 31 et à l’échangeur de délestage primaire 41. De manière préférée, la vanne de délestage primaire V2 est pilotée par le calculateur 3 afin de déterminer la quantité de fluide caloporteur qui circule dans le premier échangeur de chaleur 31, cela permet de réguler la température du carburant Q fourni au deuxième échangeur 32. De préférence, le pilotage de la vanne de délestage primaire V2 est fonction au moins du régime de la turbomachine T de manière à alimenter la turbomachine T avec un carburant Q chauffé de manière optimale.
De manière préférée, l’échangeur de délestage primaire 41 est traversé par un flux d’air extérieur Fext pour prélever les calories circulant dans la branche de délestage primaire H1d. Il va de soi que l’échangeur de délestage primaire 41 pourrait être refroidi de manière différente.
De manière analogue, toujours en référence à la , le circuit de chauffage F1 comporte une branche de délestage F1d, désignée par la suite « branche de délestage secondaire F1d », comprenant un échangeur de chaleur 42, désigné par la suite « échangeur de délestage secondaire 42 », qui permet de diminuer l’apport calorique au deuxième échangeur de chaleur 32.
A cet effet, la branche de délestage secondaire F1d comporte une extrémité amont reliée au circuit de chauffage F1 en amont du deuxième échangeur de chaleur 32 et une deuxième extrémité aval positionnée en aval du deuxième échangeur de chaleur 32. La branche de délestage secondaire F1d comporte en outre une vanne de délestage V3, désignée par la suite « vanne de délestage secondaire V3 », qui permet de réguler la quantité de fluide caloporteur qui est fournie au deuxième échangeur de chaleur 32 et à l’échangeur de délestage secondaire 42. De manière préférée, la vanne de délestage secondaire V3 est pilotée par le calculateur 3 afin de déterminer la quantité de fluide caloporteur qui circule dans le deuxième échangeur de chaleur 32. Cela permet de réguler la température du carburant Q fourni au à la turbomachine T. De préférence, le pilotage de la vanne de délestage secondaire V3 est fonction au moins du régime de la turbomachine T de manière à alimenter la turbomachine T avec un carburant Q chauffé de manière optimale.
De manière préférée, l’échangeur de délestage secondaire 42 est traversé par un flux d’air extérieur Fext pour prélever les calories circulant dans la branche de délestage secondaire H1d. Il va de soi que l’échangeur de délestage secondaire 42 pourrait être refroidi de manière différente.
En référence à la , il est représenté une troisième forme de réalisation du système de conditionnement de carburant SC. Par souci de clarté et de concision, les éléments communs ou analogues à la première forme de réalisation ne sont pas présentés de nouveau.
Comme présenté précédemment, la pile à combustible P peut être alimentée en dioxygène en prélevant de l’air dans son milieu ambiant. A cet effet, il est connu d’intégrer un compresseur auxiliaire, dédié à la pile à combustible P, pour fournir un débit d’air sous pression à la pile à combustible P. Un tel compresseur est volumineux et lourd.
Dans cette troisième forme de réalisation, afin d’améliorer les performances de la pile à combustible P, la pile à combustible P est alimentée en dioxygène par un flux d’air issu de la turbomachine T, en particulier, d’un étage basse pression d’un compresseur de la turbomachine T. A cet effet, comme illustré à la , le système de conditionnement SC comporte une conduite d’alimentation en air A1 qui relie la turbomachine T à la pile à combustible P afin d’alimenter la pile à combustible P avec un flux d’air sous pression, par exemple, à une pression d’un bar (0,1 MPa). L’intégration d’un compresseur dédié à la pile à combustible P n’est plus nécessaire.
De manière préférée, comme illustré à la , la conduite d’alimentation en air A1 comporte un régulateur de pression 4, en particulier un détendeur, configuré pour alimenter la pile à combustible P avec un flux d’air à pression et débit constants
Selon une variante, le système de conditionnement SC permet de transmettre des calories du flux d’air, destiné à la pile à combustible P, au flux de carburant Q destiné à la turbomachine T afin de contrôler la température du flux d’air fourni à la pile à combustible P. En référence à la , la conduite d’alimentation en air A1 comporte une branche auxiliaire A1a qui comprend un échangeur de chaleur 43, désigné par la suite « échangeur auxiliaire 43 ». Le circuit de carburant CQ comporte une branche auxiliaire Cqa qui permet d’échanger des calories avec la branche auxiliaire A1a de la conduite d’alimentation en air A1 par l’intermédiaire de l’échangeur auxiliaire 43.
De manière préférée, la pile à combustible P est alimentée en air par un compresseur électrique, en particulier, appartenant à la conduite d’alimentation en air A1 afin de permettre de placer la pile à combustible P au plus près du réservoir R1 et raccourcir la longueur des lignes. Ainsi, soit la pile à combustible P possède son alimentation en air autonome, soit la pile à combustible P est alimentée par le compresseur électrique.
Comme illustré à la , le deuxième échangeur 32 est relié à la turbomachine T, d’une part, par une branche principale Cqp dépourvue d’échangeur de chaleur et, d’autre part, par la branche auxiliaire CQa comportant l’échangeur auxiliaire 43. Une vanne auxiliaire de carburant Vq permet de réguler la quantité de carburant qui est fournie à l’échangeur auxiliaire 43. Autrement dit, la vanne auxiliaire de carburant Vq permet de piloter la quantité de carburant Q dans la branche principale CQp et la branche auxiliaire CQa.
De manière analogue, la turbomachine T est reliée à la pile à combustible P, d’une part, par une branche principale A1p dépourvue d’échangeur de chaleur et, d’autre part, par la branche auxiliaire A1a comportant l’échangeur auxiliaire 43. Une vanne auxiliaire d’air Va permet de réguler la quantité d’air qui est fournie à l’échangeur auxiliaire 43. Autrement dit, la vanne auxiliaire d’air Va permet de piloter la quantité d’air dans la branche principale A1p et la branche auxiliaire A1a.
De manière préférée, une ou plusieurs vannes auxiliaires Va, Vq sont pilotées par le calculateur 3 de manière à réguler la température du carburant Q fourni à la turbomachine T et la température de l’air fournie à la pile à combustible P. Il va de soi qu’une seule vanne auxiliaire Va, Vq pourrait être utilisée.
En référence à la , il est représenté une quatrième forme de réalisation du système de conditionnement de carburant SC. Par souci de clarté et de concision, les éléments communs ou analogues à la première forme de réalisation ne sont pas présentés de nouveau.
Dans cette forme de réalisation, la turbomachine T est reliée à un organe propulsif OP qu’elle entraine, par exemple, une hélice ou une soufflante.
En référence à la , le système de conditionnement de carburant SC comprend un organe propulsif OP et un système d’entrainement 9 dudit organe propulsif OP. Le système d’entrainement 9 est configuré pour être alimenté par la turbomachine T et par la pile à combustible P. Ainsi, on tire avantage de l’énergie générée par la pile à combustible P pour participer à la propulsion. Cela permet avantageusement de faciliter le dimensionnement de la turbomachine T.
La pile à combustible P est reliée à un réseau électrique 90 et permet de l’alimenter en énergie électrique ELEC. Dans cet exemple, le réseau électrique 90 permet d’alimenter plusieurs organes électriques 91, par exemple, des charges non propulsives telles que l’antigivrage de la voilure ou la pressurisation de la cabine, ou des charges propulsives comme décrit ci-dessous. De préférence, au moins une batterie électrique 94 est prévue pour permettre de stocker l’excès d’énergie électrique ou d’apporter un complément de puissance électrique lors des phases de changement de régime de la turbomachine T.
Dans l’exemple de la , le système d’entrainement 9 comporte au moins un moteur électrique 92, alimenté par le réseau électrique 90, afin de convertir la puissance électrique en un couple mécanique. Le système d’entrainement 9 comporte en outre une boite de transmission 93 configurée pour fournir un couple mécanique global à l’organe propulsif OP à partir des couples mécaniques du moteur électrique 92 et de la turbomachine T. De manière optionnelle, la boite de transmission 93 peut fournir de l’énergie mécanique à d’autres consommateurs mécaniques non-propulsifs 95, par exemple, une pompe à huile de lubrification ou une pompe à fluide hydraulique d’actionnement de commandes de vol.
Il a été présenté précédemment les différentes formes de réalisation de manière indépendante en référence aux figures 2 à 6, il va néanmoins de soi que les formes de réalisation peuvent être combinées ensemble. La représente un exemple de combinaison des formes de réalisation présentées précédemment.
La pile à combustible P peut être positionnée au plus proche du réservoir cryogénique R1, de manière à ce que la portion du circuit de carburant, située entre les échangeurs de chaleur 31, 32, reste en permanence à une température ne nécessitant pas de mise en froid complexe, ce qui est avantageux dans le cas d’un turboréacteur. A l’inverse, dans le cas où la turbomachine T est un turbopropulseur, un turbofan ou un moteur de type « Open Rotor », la pile à combustible P peut être montée dans une nacelle de la turbomachine T, afin que les échangeurs de délestage 41, 42 puissent bénéficier du flux d’air extérieur délivré par le propulseur (hélice ou fan) ou par un étage de compresseur basse pression, en vue de le rendre plus compact et plus performant sur une large plage de conditions de fonctionnement.
Un exemple de mise en œuvre de l’invention va être présenté en référence à la . Dans cet exemple, la pile à combustible P fonctionne à un régime constant prédéterminé de haut rendement pour fournir de l’énergie électrique ELEC au réseau électrique de l’aéronef 90.
Le procédé d’alimentation en carburant de la turbomachine T comporte des étapes consistant à faire circuler un flux de carburant Q d’amont en aval dans le circuit de carburant CQ au moyen de la pompe 1 pour alimenter la turbomachine T et à fournir de l’électricité ELEC au réseau électrique 90 de l’aéronef au moyen de la pile à combustible P.
La pile combustible P est alimentée par une fraction de carburant réchauffé par le premier échangeur 31 et par un flux d’air accéléré issu de la turbomachine T via la conduite d’alimentation en air A1. La température du carburant et de l’air sont régulés par les différents échangeurs de chaleur 31, 41, 32, 43 comme présentés précédemment de manière à ce que la pile à combustible P soit alimentée dans des conditions optimales dans toutes les phases de vol.
Le procédé comprend des étapes consistant à transmettre des calories, issues de la pile à combustible P, au flux de carburant Q afin de le réchauffer au moyen du premier échangeur 31, puis à transmettre des calories, issues de la turbomachine T, au flux de carburant Q afin de le réchauffer au moyen du deuxième échangeur de chaleur 32. Les calories de la pile à combustible P sont utilisées de manière optimale afin de conditionner le carburant pour la turbomachine T, le deuxième échangeur de chaleur 32 permettant de réaliser un chauffage final au plus près de la turbomachine T.
L’énergie mécanique fournie par la turbomachine T est utilisée principalement pour la propulsion de l’aéronef tandis que l’énergie électrique fournie par la pile à combustible P est utilisée pour alimenter le réseau électrique 90 de l’aéronef mais peut également participer à la propulsion.

Claims (11)

  1. Système de conditionnement de carburant (SC) configuré pour alimenter une turbomachine configurée pour assurer la propulsion d’un aéronef, dite turbomachine (T), à partir de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R1), le système de conditionnement (SC) comprenant :
    • un circuit de carburant (CQ) relié en entrée au réservoir cryogénique (R1) et en sortie à la turbomachine (T),
    • une pompe (1) configurée pour faire circuler un flux de carburant (Q) d’amont en aval dans le circuit de carburant (CQ),
    • une pile à combustible (P) configurée pour fournir de l’électricité à un réseau électrique de l’aéronef (90),
    • au moins un premier échangeur de chaleur (31) appartenant au circuit de carburant (CQ) et configuré pour transmettre des calories, issues de la pile à combustible (P), au flux de carburant (Q) afin de le réchauffer et
    • au moins un deuxième échangeur de chaleur (32), monté en aval du premier échangeur de chaleur (31) dans le circuit de carburant (CQ), configuré pour transmettre des calories, issues de la turbomachine (T), au flux de carburant (Q) afin de le réchauffer.
  2. Système de conditionnement de carburant (SC) selon la revendication 1, dans lequel le système de conditionnement (SC) comporte un circuit de fluide caloporteur (H1) dans lequel circule un fluide caloporteur de refroidissement de la pile à combustible (P), le premier échangeur de chaleur (31) appartenant au circuit de fluide caloporteur (H1).
  3. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel le système de conditionnement (SC) comporte une conduite de contournement (W1) permettant d’alimenter en carburant (Q) le deuxième échangeur de chaleur (32) sans alimenter le premier échangeur de chaleur (31).
  4. Système de conditionnement de carburant (SC) selon la revendication 3, dans lequel la conduite de contournement (W1) comprend une vanne de contournement (V1) qui permet de réguler la quantité de carburant (Q) qui est fournie directement au premier échangeur de chaleur (31) et directement au deuxième échangeur (32).
  5. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la pile à combustible (P) est alimentée par le circuit de carburant (CQ), en particulier, par une fraction du flux de carburant (Q) préalablement réchauffé par le premier échangeur (31).
  6. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel le circuit de fluide caloporteur (H1) comporte une branche de délestage (H1d), désignée par la suite « branche de délestage primaire H1d », comprenant un échangeur de chaleur (41), désigné par la suite « échangeur de délestage primaire 41 », qui permet de réguler l’apport calorique fourni au premier échangeur de chaleur (31).
  7. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel le système de conditionnement (SC) comporte une conduite d’alimentation en air (A1), qui relie la turbomachine (T) à la pile à combustible (P), afin d’alimenter la pile à combustible (P) avec un flux d’air sous pression issu de la turbomachine (T).
  8. Système de conditionnement de carburant (SC) selon la revendication 7, dans lequel la conduite d’alimentation en air (A1) comporte une branche auxiliaire (A1a) qui comprend un échangeur de chaleur auxiliaire (43) afin de réguler la température du flux d’air fourni à la pile à combustible (P).
  9. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel le système de conditionnement (SC) comprend un organe propulsif (OP) et un système d’entrainement (9) dudit organe propulsif (OP), le système d’entrainement (9) étant configuré pour être alimenté par la turbomachine (T) et par la pile à combustible (P).
  10. Système de conditionnement de carburant (SC) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel le carburant est du dihydrogène.
  11. Procédé d’alimentation en carburant d’une turbomachine (T) configurée pour assurer la propulsion d’un aéronef, dite turbomachine (T), à partir de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R1), l’aéronef comprenant un système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications à 1 à 10, le procédé comprenant des étapes consistant à :
    • faire circuler un flux de carburant (Q) d’amont en aval dans le circuit de carburant (CQ) au moyen de la pompe (1) pour alimenter la turbomachine (T),
    • Fournir de l’électricité au réseau électrique de l’aéronef (90) au moyen de pile à combustible (P),
    • Transmettre des calories, issues de la pile à combustible (P), au flux de carburant (Q) afin de le réchauffer au moyen du premier échangeur (31), puis
    • Transmettre des calories, issues de la turbomachine (T), au flux de carburant (Q) afin de le réchauffer au moyen du deuxième échangeur de chaleur (32).
PCT/EP2022/078543 2021-10-25 2022-10-13 Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef, aéronef et procédé d'utilisation WO2023072614A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2111281 2021-10-25
FR2111281A FR3128488B1 (fr) 2021-10-25 2021-10-25 Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d’aéronef, aéronef et procédé d’utilisation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023072614A1 true WO2023072614A1 (fr) 2023-05-04

Family

ID=79018995

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2022/078543 WO2023072614A1 (fr) 2021-10-25 2022-10-13 Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef, aéronef et procédé d'utilisation

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3128488B1 (fr)
WO (1) WO2023072614A1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110048026A1 (en) 2008-01-31 2011-03-03 Airbus Operations Gmbh System And Process For The Reduction Of Harmful Substances In Engine Exhaust Gases
US20150337730A1 (en) 2012-12-28 2015-11-26 General Electric Company Turbine engine assemblies
US20210207540A1 (en) 2020-01-02 2021-07-08 United Technologies Corporation Systems and methods for fuel cell auxiliary power in secondary fuel applications

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110048026A1 (en) 2008-01-31 2011-03-03 Airbus Operations Gmbh System And Process For The Reduction Of Harmful Substances In Engine Exhaust Gases
US20150337730A1 (en) 2012-12-28 2015-11-26 General Electric Company Turbine engine assemblies
US20210207540A1 (en) 2020-01-02 2021-07-08 United Technologies Corporation Systems and methods for fuel cell auxiliary power in secondary fuel applications

Also Published As

Publication number Publication date
FR3128488A1 (fr) 2023-04-28
FR3128488B1 (fr) 2024-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8490917B2 (en) Cold fuel cooling of intercooler and aftercooler
US11885260B2 (en) Gas turbine engines having cryogenic fuel systems
CA2843802C (fr) Architecture de propulsion d'aeronef integrant un systeme de recuperation d'energie
EP2396526B1 (fr) Moteur aeronautique avec refroidissement d'un dispositif electrique de demarrage
FR2503256A1 (fr) Equilibrage de flux thermique entre des elements associes a une turbine a gaz
FR2979671A1 (fr) Circuits d'huile et de carburant dans une turbomachine
EP3468874B1 (fr) Intégration d'un matériau à changement de phase pour limiter la température du carburant à partir d'un module électronique
EP2920076A1 (fr) Procédé et système de conditionnement d'air pour aéronef
FR2951228A1 (fr) Procede et systeme de gestion d'echanges thermiques entre fluides dans une turbomachine
WO2022023648A1 (fr) Circuit d'alimentation en carburant de turbomachine cryogenique aeronautique et procede associe
WO2023011900A1 (fr) Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef, aéronef et procédé d'utilisation
WO2023072614A1 (fr) Système de conditionnement de carburant pour alimenter une turbomachine d'aéronef, aéronef et procédé d'utilisation
WO2015052424A1 (fr) Refroidissement d'un moteur alternatif a combustion interne
WO2022189154A1 (fr) Système et procédé de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d'aéronef à partir de carburant issu d'un réservoir cryogénique
WO2023152232A1 (fr) Turbomachine de chauffage pour un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d'aéronef à partir de carburant issu d'un réservoir cryogénique
WO2023208872A1 (fr) Système de contrôle de la température d'un fluide caloporteur dans une boucle de circulation, procédé de contrôle de la température
WO2022189157A1 (fr) Système et procédé de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un turbomoteur d'aéronef à partir de carburant issu d'un réservoir cryogénique
FR3133404A1 (fr) Système de suralimentation en air pour système de conditionnement de carburant et procédé d’utilisation
FR3134850A1 (fr) Système de contrôle de la température d’un fluide caloporteur dans une boucle de circulation, procédé de contrôle de la température

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 22802096

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1