Brevet FR3113096A1 — publié le 20220204

Circuit d’alimentation en carburant de turbomachine cryogénique aéronautique et procédé associé Circuit d’alimentation en carburant de turbomachine cryogénique aéronautique comportant : au moins un réservoir cryogénique (14) contenant un carburant liquide surmonté par un gaz en ébullition (14B) et comportant une pompe liquide haute pression (16) pour alimenter au moins un propulseur principal (120) de la turbomachine en carburant liquide, une turbomachine auxiliaire (22) comportant un générateur électrique (220), un compresseur gazeux (24) pour alimenter en carburant gazeux la turbomachine auxiliaire, et un réservoir de gaz tampon (26) reliant le compresseur gazeux au réservoir cryogénique pour réinjecter du gaz dans le réservoir cryogénique afin de maintenir la pression dans le réservoir cryogénique au-dessus d’une valeur prédéfinie, le générateur électrique (220) fournissant en énergie électrique la pompe liquide haute pression (16) et le compresseur gazeux (24). Figure pour l’abrégé : Fig. 1. Circuit d’alimentation en carburant de turbomachine cryogénique aéronautique et procédé associé La présente invention se rapporte au domaine de la propulsion cryogénique et concerne plus particulièrement un circuit d’alimentation en hydrogène liquide pour turbomachine aéronautique. Actuellement, dans le domaine aéronautique et pour des raisons d’encombrement et de masse des réservoirs, les architectures connues pour la propulsion d’aéronefs utilisant un carburant cryogénique proposent une alimentation en liquide froid (entre 20 K et 150 K selon la nature du carburant) depuis un réservoir cryogénique avec l’installation d’échangeurs de chaleur entre le carburant et l’air du flux primaire du propulseur principal (notamment dans la tuyère de ce propulseur), pour amener le carburant aux conditions de températures requises pour l’injection dans la chambre de combustion. Ce réchauffage est en effet nécessaire pour se prémunir contre les risques de givrage (en particulier des injecteurs) et pour limiter la quantité d’énergie prélevée dans la chambre de combustion, si celle-ci devait assurer avec les sources chaudes traditionnelles d’un aéronef le réchauffage du carburant. Toutefois, ces échangeurs génèrent des pertes de charge dans le flux primaire qui en réduisant la poussée et le rendement énergétique diminuent l’efficacité énergétique du propulseur principal. De plus, les entrées thermiques externes au réservoir cryogénique étant transférées vers le carburant liquide, entrainant sa vaporisation, l’isolation thermique de ce réservoir qui fait appel à des technologies de type double enveloppe sous vide est lourde et coûteuse car elle vise à minimiser l’ébullition (ou « boil-off ») du carburant liquide et le débit de gaz généralement très faible est alors évacué vers l’atmosphère ambiante via une soupape de surpression, en cas de pression trop importante dans le réservoir. Aussi, pour arriver à un compromis acceptable en termes de coût, masse, fiabilité et performance, on a recours à des isolations moins performantes qui vont conduire à augmenter notablement le débit de gaz en ébullition qu’il est alors nécessaire de gérer et en particulier de ne plus ventiler à l’extérieur pour des raisons de sécurité et de coût du carburant, voire d’impact environnemental dans le cas de carburants spécifiques comme les hydrocarbones liquéfiés. Une solution connue mais couteuse et complexe de mise en œuvre est la re-condensation ou la re-liquidification de ce gaz en ébullition. Aussi, un fort besoin s’est exprimé pour une solution alternative moins couteuse et simple de gestion et de mise en œuvre. La présente invention a donc pour but principal de pallier ces inconvénients en proposant un circuit d’alimentation en carburant de turbomachine fonctionnant avec un carburant liquide et dont l’efficacité énergétique est améliorée par un conditionnement du gaz en ébullition qui n’est plus jeté car il représente de la masse, de l’énergie et de l’argent, pour le réinjecter dans le circuit d’alimentation en carburant alimentant les propulseurs de la turbomachine. Un but de l’invention est aussi de permettre d’utiliser ce gaz pour la fourniture de puissance aux pompes du circuit d’alimentation en carburant comme pour la génération de toutes les énergies non propulsives requises par l’aéronef. Un autre but est d’éviter de perdre ce gaz en ébullition sur une grande plage de débit. Ces buts sont atteints par un circuit d’alimentation en carburant liquide de turbomachine cryogénique aéronautique comportant : au moins un réservoir cryogénique contenant un carburant liquide surmonté par un gaz en ébullition et comportant une pompe liquide haute pression reliée à une sortie dudit réservoir cryogénique pour alimenter au moins un propulseur principal de la turbomachine en carburant liquide, une turbomachine auxiliaire comportant un générateur électrique et produisant de la chaleur via ses gaz d’échappement, un compresseur gazeux monté entre le réservoir cryogénique et la turbomachine auxiliaire pour alimenter en carburant gazeux la turbomachine auxiliaire, et un réservoir de gaz tampon reliant une sortie du compresseur gazeux à une entrée du réservoir cryogénique pour réinjecter du gaz dans le réservoir cryogénique afin de maintenir la pression dans le réservoir cryogénique au-dessus d’une valeur prédéfinie, ledit générateur électrique fournissant en énergie électrique, ladite pompe liquide haute pression et ledit compresseur gazeux. Ainsi, l’intégration d’une turbomachine auxiliaire qui consomme le gaz en ébullition et qui, insérée dans le circuit d’alimentation en carburant liquide, permet en toute circonstance, par la présence d’un réservoir de gaz tampon, de soutirer le réservoir cryogénique en liquide comme en gaz, améliore notablement l’efficacité de la turbomachine cryogénique aéronautique. De préférence, le réservoir de gaz tampon est aussi relié à une conduite de gaz reliant le réservoir cryogénique au compresseur gazeux pour permettre le démarrage de la turbomachine auxiliaire depuis le réservoir de gaz tampon. Selon le mode de réalisation envisagé, le circuit d’alimentation en carburant du propulseur principal peut comporter en outre un premier échangeur thermique entre le carburant gazeux en sortie du compresseur gazeux et les gaz d’échappement de la turbomachine auxiliaire. Le carburant gazeux ainsi chauffé dans le premier échangeur thermique est dirigé vers le propulseur principal de la turbomachine pour être mélangé avec le carburant liquide. Le circuit d’alimentation peut aussi comporter un second échangeur thermique entre le carburant liquide en sortie de la pompe liquide haute pression et les gaz d’échappement de la turbomachine auxiliaire. Le circuit d’alimentation peut comporter en outre aussi une canalisation reliant une sortie de la pompe liquide haute pression à une entrée du réservoir cryogénique pour réinjecter du liquide dans ledit réservoir cryogénique. Avantageusement, ledit carburant liquide est de l’hydrogène liquide. L’invention concerne également une turbomachine cryogénique aéronautique comportant un circuit d’alimentation en carburant liquide tel que précité ainsi qu’un aéronef comportant au moins une turbomachine cryogénique aéronautique. L’invention se rapporte aussi à un procédé d’alimentation en carburant de turbomachine cryogénique aéronautique dans lequel une pompe liquide haute pression reliée à une sortie d’un réservoir cryogénique contenant un carburant liquide surmonté par un gaz en ébullition alimente en carburant liquide au moins un propulseur principal de la turbomachine, une turbomachine auxiliaire comportant un générateur électrique produit de la chaleur via ses gaz d’échappement, un compresseur gazeux monté entre le réservoir cryogénique et la turbomachine auxiliaire alimente en carburant gazeux la turbomachine auxiliaire, et un réservoir de gaz tampon reliant une sortie du compresseur gazeux à une entrée du réservoir cryogénique réinjecte du gaz dans le réservoir cryogénique afin de maintenir la pression dans le réservoir cryogénique au-dessus d’une valeur prédéfinie, ledit générateur électrique fournissant en énergie électrique ladite pompe liquide haute pression et ledit compresseur gazeux. De préférence, ledit générateur électrique fournit aussi en énergie électrique des consommateurs non propulsifs. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels : la figure 1 montre un exemple d’un circuit d’alimentation en carburant liquide conforme à l’invention, et la figure 2 illustre une variante à double échangeur de chaleur du circuit d’alimentation de la figure 1. La figure 1 montre de façon schématique un circuit 10 d’alimentation en carburant liquide, typiquement de l’hydrogène liquide, d’une turbomachine aéronautique 12. Comme il est connu, ce circuit d’alimentation comporte un ou plusieurs réservoirs cryogéniques 14 contenant un carburant liquide 14A surmonté par un gaz en ébullition (boil-off) 14B et au moins une pompe liquide haute pression 16 reliée au réservoir cryogénique pour alimenter les propulseurs principaux 120 de la turbomachine 12 via une ligne de liquide principale 20. La pompe liquide haute pression 16 peut être assistée pour soutirer le carburant liquide 14A par une ou plusieurs pompes de gavage 18 immergées dans le réservoir. Selon l’invention, le circuit d’alimentation comporte en outre une turbomachine auxiliaire 22 appelée PGU (pour « Power Generation Unit) dans la suite de la description, installée à proximité du réservoir et comportant un ou plusieurs générateurs électriques 220 (montés avantageusement sur un arbre basse pression libre du PGU) et produisant de la chaleur via ses gaz d’échappement, un compresseur gazeux 24 monté entre le réservoir cryogénique 14 et la turbomachine auxiliaire 22 pour alimenter en carburant gazeux via une ligne de gaz principale 26 la turbomachine auxiliaire, et un réservoir de gaz tampon 28 reliant une sortie du compresseur gazeux 24 à une entrée du réservoir cryogénique 14 pour réinjecter du gaz dans le réservoir cryogénique afin de maintenir la pression dans le réservoir cryogénique au-dessus d’une valeur prédéfinie (pour de l’hydrogène liquide typiquement 2 bars). Le ou les générateurs électriques 220 sont reliés à la pompe liquide haute pression 16 (et à ou aux pompes de gavage 18 si présentes) et au compresseur gazeux 24 pour les fournir en énergie électrique et permettre ainsi leur fonctionnement. Plus précisément, ce générateur assure la fourniture d’énergie pour la compression du débit gazeux, dont une partie alimente le PGU en carburant et la fourniture d’énergie à la pompe liquide qui met en pression le liquide et qui soutire ce liquide du réservoir cryogénique. Il assure aussi l’alimentation en énergie des systèmes (charges 122) non propulsifs de l’aéronef (avionique, actionneurs, systèmes cabine…). Le carburant gazeux délivré via la ligne de gaz principale 26 en sortie du compresseur gazeux 24 et avec lequel la turbomachine auxiliaire 22 fonctionne provient soit du réservoir cryogénique 14 contenant le gaz en ébullition 14B au travers d’une conduite de gaz 30 le reliant au compresseur gazeux 24 soit du réservoir de gaz tampon 28 au travers d’une autre conduite de gaz 32 débouchant dans la conduite de gaz 30 (un piquage réalisé sur la ligne de gaz principale 26 débouche dans le réservoir tampon via une conduite de gaz 34). Ce carburant gazeux (gaz vaporisé issus des deux réservoirs) produit de l’énergie mécanique convertie en électrique grâce au générateur 220 et de la chaleur via les gaz d’échappement. Un piquage est réalisé sur la ligne de liquide principale 20 en sortie de la pompe liquide haute pression 16 pour, par une canalisation 36, débouchant dans le réservoir cryogénique 14, réinjecter du liquide dans le réservoir cryogénique afin de permettre la mise en froid de ladite pompe et assurer son fonctionnement optimal sur une large plage de débit. Ce réservoir comporte aussi un clapet de surpression 38 pour garantir un éventuel rejet de gaz à l’extérieur. Bien entendu, diverses vannes 40-56 et capteurs (non illustrés) sont prévus sur ces canalisations et conduites pour assurer le contrôle des débits liquides ou gazeux sont la commande d’une unité de contrôle générale 58. Comme illustré dans la variante de réalisation de la figure 2, un premier échangeur de chaleur 60 installé dans la tuyère 62 du PGU peut être prévu entre les gaz d’échappement 64 du PGU et le carburant gazeux circulant dans une ligne de gaz secondaire 26A issu d’un piquage de la ligne de gaz principale 26 (ou la ligne de gaz principale 26 elle-même), pour réchauffer le gaz. Le gaz chauffé peut aussi être mélangé avec le débit cryogénique liquide à la sortie de ce premier échangeur 60 pour obtenir un seul débit plus chaud, ce qui limite la longueur des lignes à l’intérieur desquelles le carburant est très froid et entraine des contraintes thermomécaniques importantes et des risques de fluctuation de débit dans les transitoires, et des risques de givrage de l’ambiance extérieure. Eventuellement, un second échangeur de chaleur 66 installé également dans la tuyère 62 du PGU peut aussi être prévu, mais cette fois entre ces mêmes gaz d’échappement et le carburant liquide circulant sur la ligne de liquide principale 20, pour réchauffer directement le flux liquide, donc en augmenter la température et ainsi réduire le nombre de lignes très froides et l’énergie à fournir au niveau du propulseur. Le fonctionnement du circuit d’alimentation est le suivant. Le gaz en ébullition produit dans le réservoir cryogénique 14 est évacué de ce réservoir de manière à maintenir la pression dans ce dernier dans une plage acceptable, et comprimé par le compresseur gazeux 24 qui alimente par la ligne de gaz principale 26 le PGU 22 selon sa sollicitation. Le piquage réalisé sur cette ligne de gaz principale en aval du compresseur gazeux permet d’alimenter le réservoir tampon de gaz comprimé 28 dont la fonction est triple. Tout d’abord, dans le cas où le débit de gaz en ébullition est insuffisant, il permet de réinjecter du gaz dans le réservoir cryogénique 14 pour maintenir la pression au-dessus de la valeur prédéfinie et d’alimenter la ligne de gaz principale alimentant le PGU le temps que le débit du gaz en ébullition retrouve une valeur suffisante. Ensuite, ce réservoir tampon 28 sert à stocker du gaz en attente d’utilisation. Enfin, il sert au démarrage du PGU 22 en injectant du gaz de ce réservoir tampon dans le PGU pour le démarrer. Une fois le PGU démarré, la puissance électrique et thermique est disponible pour alimenter les différentes charges prévues et réchauffer le gaz nécessaire au démarrage du propulseur 12. Plus précisément, le générateur fournit l’électricité nécessaire au fonctionnement du compresseur gazeux 24, des pompes de gavage 18 (si présentes) et liquide 16 et des charges non propulsives 122. Le débit alimentant le PGU est régulé par l’unité de contrôle 56 pour fournir la puissance mécanique requise par le générateur 220. Le reste du débit peut être orienté vers les propulseurs 120 de la turbomachine en passant dans l’échangeur thermique 60 avec les gaz d’échappement du PGU pour augmenter sa température. Le débit liquide est calculé de manière à assurer les besoins en carburant des propulseurs (débit moteur= débit liquide + débit gaz). Le débit de carburant cryogénique liquide est le complément du débit gazeux pour fournir la quantité de carburant demandé par le système de régulation des moteurs. Ce débit varie grandement au long d’un vol. Cependant la pompe liquide haute pression 16 ne peut fonctionner que dans une plage de débit restreint compte tenu de ses contraintes de marge en stabilité, en sur-débit et en cavitation. Le débit de carburant gazeux dépend des entrées thermiques et ne peut pas être maitrisé. Si le débit de gaz est supérieur au besoin du PGU et que la pression dans le réservoir tampon est inférieur à la pression de consigne du tampon de gaz, une partie du débit de gaz est dirigée vers le réservoir tampon. Ensuite, le débit nécessaire à alimenter le PGU est dirigé vers ce PGU qui doit fournir l’énergie consommée par les compresseurs, pompes et autres charges non propulsives et s’il en existe le reste du débit gaz est dirigé vers les moteurs. Le réservoir tampon est utilisé pour pressuriser le réservoir principal. Si la pression dans le réservoir principal est inférieure à sa pression de référence, du gaz stocké à haute pression est transféré depuis le réservoir tampon vers le réservoir principal jusqu’à retrouver la pression de référence. Au démarrage, du gaz du réservoir tampon est introduit dans la ligne principale de gaz pour alimenter le PGU qui peut ainsi alimenter les pompes et réchauffer le gaz en ébullition via le premier échangeur de chaleur en tuyère. Avec l’invention, cette turbomachine auxiliaire fonctionne par combustion du carburant gazeux issu d’une partie de ce gaz en ébullition et compressé avant d’être injecté dans sa chambre de combustion. Elle produit de la puissance mécanique convertie en puissance électrique qui alimente les pompes liquides et les compresseurs gazeux, ainsi que les charges non propulsives. Les calories dissipées à son échappement contribuent en outre à réchauffer le carburant du réseau d’alimentation du propulseur principal. Ainsi, le gaz en ébullition est valorisé et utilisé pour produire une quantité d’énergie suffisante pour assurer le réchauffage et la compression du carburant, et pour alimenter les charges non propulsives en énergie électrique. Circuit d’alimentation en carburant de turbomachine cryogénique aéronautique comportant : au moins un réservoir cryogénique (14) contenant un carburant liquide (14A) surmonté par un gaz en ébullition (14B) et comportant une pompe liquide haute pression (16) reliée à une sortie dudit réservoir cryogénique et destinée à alimenter au moins un propulseur principal (120) de la turbomachine (12) en carburant liquide, une turbomachine auxiliaire (22) comportant un générateur électrique (220) et produisant de la chaleur via ses gaz d’échappement, un compresseur gazeux (24) monté entre le réservoir cryogénique et la turbomachine auxiliaire pour alimenter en carburant gazeux la turbomachine auxiliaire, et un réservoir de gaz tampon (26) reliant une sortie du compresseur gazeux à une entrée du réservoir cryogénique pour réinjecter du gaz dans le réservoir cryogénique afin de maintenir la pression dans le réservoir cryogénique au-dessus d’une valeur prédéfinie, ledit générateur électrique fournissant en énergie électrique ladite pompe liquide haute pression et ledit compresseur gazeux. Circuit d’alimentation en carburant selon la revendication 1, caractérisé en ce que le réservoir de gaz tampon (26) est aussi relié à une conduite de gaz (30) reliant le réservoir cryogénique (14) au compresseur gazeux (24) pour permettre le démarrage de la turbomachine auxiliaire depuis le réservoir de gaz tampon. Circuit d’alimentation en carburant selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu’il comporte en outre un premier échangeur thermique (60) entre le carburant gazeux en sortie du compresseur gazeux et les gaz d’échappement de la turbomachine auxiliaire. Circuit d’alimentation en carburant selon la revendication 3, caractérisé en ce que le carburant gazeux ainsi chauffé dans le premier échangeur thermique (60) est destiné à être dirigé vers le propulseur principal (120) de la turbomachine pour être mélangé avec le carburant liquide. Circuit d’alimentation en carburant selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu’il comporte en outre un second échangeur thermique (66) entre le carburant liquide en sortie de la pompe liquide haute pression et les gaz d’échappement de la turbomachine auxiliaire. Circuit d’alimentation en carburant selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu’il comporte en outre une canalisation (36) reliant une sortie de la pompe liquide haute pression à une entrée du réservoir cryogénique pour réinjecter du liquide dans ledit réservoir cryogénique. Circuit d’alimentation en carburant selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit carburant liquide est de l’hydrogène liquide. Turbomachine cryogénique aéronautique comportant un circuit d’alimentation en carburant selon l’une quelconque des revendications 1 à 7. Aéronef comportant au moins une turbomachine cryogénique aéronautique selon la revendication 8. Procédé d’alimentation en carburant de turbomachine cryogénique aéronautique dans lequel une pompe liquide haute pression (16) reliée à une sortie d’un réservoir cryogénique (14) contenant un carburant liquide surmonté par un gaz en ébullition alimente en carburant liquide au moins un propulseur principal (120) de la turbomachine (12), une turbomachine auxiliaire (22) comportant un générateur électrique (220) produit de la chaleur via ses gaz d’échappement, un compresseur gazeux (24) monté entre le réservoir cryogénique et la turbomachine auxiliaire alimente en carburant gazeux la turbomachine auxiliaire, et un réservoir de gaz tampon (26) reliant une sortie du compresseur gazeux à une entrée du réservoir cryogénique réinjecte du gaz dans le réservoir cryogénique afin de maintenir la pression dans le réservoir cryogénique au-dessus d’une valeur prédéfinie, ledit générateur électrique fournissant en énergie électrique ladite pompe liquide haute pression et ledit compresseur gazeux. Procédé d’alimentation en carburant selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit générateur électrique fournit aussi en énergie électrique des consommateurs non propulsifs (122).