Brevet FR3128247A1 — publié le 20230421

Système propulsif avec refroidissement du flux primaire Système propulsif (1) comprenant une turbomachine (2), un module propulsif (3), et un système de récupération d’énergie (4), la turbomachine (2) étant configurée pour être traversée par un flux primaire, le module propulsif (3) étant entrainé par la turbomachine (2), le système de récupération d’énergie (4) comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40) et un ou plusieurs modules de récupération (41), le système de récupération d’énergie (4) étant configuré pour faire circuler un ou plusieurs fluides dans les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40), les un ou plusieurs modules de récupération (41) étant configuré(s) pour recevoir le(s) fluide(s) des un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40) et pour utiliser le(s) fluide(s), au moins un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40) étant monté sur un carter d’échappement (24) d’une turbine (21) de la turbomachine (2) de manière à être balayé par le flux primaire. Figure pour l’abrégé : Fig. 2 Système propulsif avec refroidissement du flux primaire Le présent exposé concerne un système de récupération de chaleur pour un système propulsif, notamment pour un système propulsif d’aéronef. La demande de brevet français n° FR3101614 divulgue un aéronef comprenant un système propulsif, comprenant un premier module propulsif, un premier turbomoteur configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif, et un deuxième turbomoteur configuré pour entrainer le deuxième module propulsif. Le fuselage s’étend entre une partie avant de l’aéronef, où se trouve le nez de l’aéronef, et une partie arrière de l’aéronef, où le fuselage se divise en deux pointes s’étendant vers l’arrière. Le premier module propulsif est disposé sur une extrémité arrière de l’une des pointes arrière, et le deuxième module propulsif est disposé sur une extrémité arrière de l’autre des pointes arrière. Lors du vol, l’extérieur de l’aéronef génère une « couche limite » d’air qui est en contact avec l’extérieur de l’aéronef et entrainée par l’extérieur de l’aéronef par rapport au reste de l’air ambient. L’épaisseur de la couche limite, mesurée perpendiculairement à l’extérieur de l’aéronef, devient plus importante en allant dans le sens d’écoulement de l’air autour de l’aéronef. Ainsi, la disposition d’un module propulsif au niveau de la partie arrière du fuselage permet à l’épaisseur de la couche limite de croitre tout le long du fuselage avant d’arriver au module propulsif, qui ingère de l’air depuis la couche limite. L’ingestion d’air par le module propulsif depuis la couche limite permet d’améliorer le rendement propulsif du module propulsif. Toutefois, du fait de cette configuration, une zone de forte sous-pression peut être générée entre les pointes lors du mouvement de l’aéronef. Cette zone de forte sous-pression peut perturber le fonctionnement des modules propulsifs, dégradant ainsi leurs performances. Alors, la demande de brevet français n° FR3107308 divulgue un système de soufflage permettant d’augmenter la pression dans cette zone. Pour des raisons d’équilibre et d’efficacité, il est souhaitable de disposer la/les appareil(s) entrainant le(s) module(s) propulsif(s) vers le centre de gravité de l’aéronef par rapport au(x) module(s) propulsif(s). Lorsqu’un module propulsif est du type « propulseur », c’est-à-dire disposé vers l’arrière de l’aéronef par rapport à l’appareil qui l’entraine (p. ex. une turbomachine), on risque d’exposer le module propulsif aux gaz de combustion généré par l’appareil entraineur. Alors, la demande de brevet français n° FR3107307 divulgue un système propulsif comprenant une turbomachine, un module propulsif configuré pour être traversé par des gaz de combustion qui s’échappent de la turbomachine, et un système de récupération d’énergie configuré pour récupérer, en amont de la soufflante, de la chaleur des gaz de combustion qui s’échappe de la turbomachine. Cette configuration permet, entre autres, de réduire les températures des gaz de combustion traversant le module propulsif, et de satisfaire au moins partiellement aux besoins énergiques de l’aéronef en dehors du système propulsif. Le système de récupération d’énergie comprend au moins un évaporateur dont au moins une surface d’échange thermique est configurée pour être balayée par des gaz de combustion qui s’échappent de la turbomachine. La performance, en termes de la quantité utile d’énergie récupérée, et en termes de la réduction des températures des gaz de combustion, dépend notamment de la qualité d’échange thermique réalisé par le système de récupération avec les gaz de combustion au sein du système propulsif. Les inventeurs ont constaté qu’il y a alors intérêt à assurer un échange thermique efficace avec les gaz de combustion et le système de récupération d’énergie. Le présent exposé vise ainsi à améliorer l’échange thermique entre les gaz de combustion et le fluide dans l’échangeur de chaleur d’un système de récupération d’énergie, et propose ainsi un système propulsif comprenant une turbomachine, un module propulsif, et un système de récupération d’énergie. La turbomachine est configurée pour être traversée par un flux primaire. Le module propulsif est entrainé par la turbomachine. Le système de récupération d’énergie comprend un ou plusieurs échangeurs de chaleur et un ou plusieurs modules de récupération. Le système de récupération d’énergie est configuré pour faire circuler un ou plusieurs fluides dans les un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Les un ou plusieurs modules de récupération sont configuré(s) pour recevoir le(s) fluide(s) des un ou plusieurs échangeurs de chaleur et pour utiliser le(s) fluide(s). Au moins un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur est monté sur un carter d’échappement d’une turbine de la turbomachine de manière à être balayé par le flux primaire. Ainsi, le système de récupération est configuré de manière à réaliser un échange thermique au niveau de la sortie de la turbomachine. Cette architecture permet de rendre le système propulsif relativement compact, et de disposer l’échangeur de chaleur de manière à réaliser l’échange thermique au milieu du flux primaire, et non simplement au niveau d’une paroi d’un conduit dans lequel coule le flux primaire, ou bien à travers le flux primaire (perpendiculairement au sens d’écoulement du flux primaire). On entend par « utiliser » le(s) fluide(s), que le module de récupération reçoit le fluide, et extrait de l’énergie contenue dans ledit fluide, ou bien rend accessible de l’énergie contenue dans le fluide. A titre d’exemple, l’utilisation peut comprendre un transfert d’énergie thermique depuis le fluide reçu vers un autre objet, voire un autre fluide. Lorsque le fluide est un carburant qui est chauffé par l’échangeur de chaleur, l’utilisation du fluide peut comprendre l’acheminement du carburant chauffé vers un site de combustion (p. ex. l’injection du carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine du système propulsif). Lorsque le fluide est un fluide de travail comprimé (p. ex. du fluide caloporteur à titre non-limitatif), l’utilisation du fluide peut comprendre la détente du fluide dans une turbine. On entend par « carter d’échappement » un composant servant à recevoir le gaz d’échappement sortant de cette turbine. Un tel composant est typiquement désigné en anglais par le terme « turbine rear frame », et comprend une partie centrale, typiquement désignée « moyeu », liée à une partie périphérique, typiquement désignée « carter », par des bras structuraux, de manière à créer un passage fluidique annulaire (nonobstant les bras structuraux) dans lequel peut couler le gaz d’échappement reçu depuis la turbine. Par souci de clarté, le terme « partie centrale » désigne le moyeu du carter d’échappement, et le terme « partie périphérique » désigne le carter du carter d’échappement. Un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur peut être au moins partiellement disposé entre une entrée et une sortie du carter d’échappement. Ainsi, on peut limiter l’encombrement additionnel du système propulsif dû à l’ajout dudit échangeur de chaleur. En alternative ou en complément, un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur peut être fixé sur la sortie du carter d’échappement. Ainsi, la surface d’échange thermique dudit échangeur de chaleur n’est pas réduite ou interrompue par la structure du carter d’échappement. On comprend par une « entrée » d’un carter d’échappement une surface géométrique définie par les bords du carter d’échappement traversés en premier par le gaz d’échappement sortant de la turbine supportée par le carter d’échappement. A titre d’exemple, la surface géométrique peut être définie par l’ensemble des bords des bras structuraux du carter d’échappement les plus près de ladite turbine. On comprend par une « sortie » d’un carter d’échappement une surface géométrique définie par les bords du carter d’échappement traversés en dernier par le gaz d’échappement reçu depuis la turbine supportée par le carter d’échappement. A titre d’exemple, la surface géométrique peut être définie par l’ensemble des bords des bras structuraux du carter d’échappement les plus éloignés de ladite turbine. L’au moins un échangeur de chaleur monté sur le carter d’échappement peut comprendre un distributeur, disposé à une première distance radiale par rapport à un axe de rotation de la turbine de la turbomachine, un collecteur, disposé à une deuxième distance radiale par rapport à l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine, et des tubes configurés pour permettre l’écoulement d’un parmi les un ou plusieurs fluides entre le distributeur et le collecteur. Le fluide peut être acheminé dans le flux primaire selon une direction ayant une composante radiale non nulle par rapport à l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine. Les tubes peuvent être disposés radialement autour de l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine, ou en spirale autour de l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine. Le distributeur et le collecteur peuvent chacun être de forme annulaire. Ils peuvent être disposés co-axialement avec l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine. L’échange thermique peut être réalisé tout autour de l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine. Le module propulsif peut être disposé de manière à être traversé par le flux primaire sortant des un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Le module propulsif peut comprendre un rotor dont des pieds de pale sont disposés autour d’un axe de rotation du rotor, et dont des corps de pale s’étendent radialement par rapport à l’axe de rotation du rotor depuis les pieds de pale. Le flux primaire peut traverser le module propulsif au niveau des pieds de pale. Le module propulsif peut être configuré pour être traversé par un flux secondaire. Le flux secondaire peut contourner une chambre de combustion de la turbomachine. Le flux secondaire peut traverser le module propulsif au niveau des corps de pale. Le rotor peut comprendre une enveloppe annuaire séparant les corps de pale des pieds de pale, et séparant le flux primaire du flux secondaire lors de sa traversée du rotor. L’échangeur de chaleur peut permettre de refroidir le flux primaire, depuis des températures atteintes lors de son passage dans la turbomachine, jusqu’à des températures compatibles avec des matières utilisées dans le module propulsif. La réduction de température du flux primaire peut permettre l’utilisation des matières composites dans le module propulsif qui seraient sinon incompatibles avec les températures du flux primaire rejeté par la turbomachine. Un parmi les un ou plusieurs fluides peut être du carburant. Le système de récupération d’énergie peut être configuré pour acheminer le carburant, à température cryogénique, vers un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur afin de chauffer le carburant. Un parmi les un ou plusieurs modules de récupération peut être configuré pour acheminer le carburant, ainsi chauffé, vers une chambre de combustion de la turbomachine. Le système de récupération d’énergie peut être configuré pour utiliser la chaleur du flux primaire pour réchauffer le carburant depuis une température qui peut être incompatible avec la combustion du carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine, voire cryogénique, à une température compatible avec une telle finalité. Cette configuration peut permettre de limiter ou même d’éviter complètement la combustion d’une partie du carburant pour réchauffer le reste du carburant à des températures utiles pour la propulsion. On entend par « cryogénique » une température inférieure à 150 K (Kelvin). Le système de récupération d’énergie peut comprendre une pompe, configurée pour pomper un parmi les un ou plusieurs fluides dans un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur. L’un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur peut servir d’évaporateur dudit fluide. Un parmi les un ou plusieurs modules de récupération peut comprendre une turbine configurée pour détendre le fluide évaporé par ledit échangeur de chaleur. Le système de récupération d’énergie peut comprendre un condenseur configuré pour refroidir le fluide détendu par la turbine du module de récupération. La pompe peut être configurée pour recevoir le fluide refroidi par le condenseur. On peut utiliser la chaleur du flux primaire rejeté par la turbomachine pour générer de l’énergie électrique et/ou mécanique par le biais d’un cycle thermique. A titre d’exemple, le cycle peut être de type Rankine. Le condenseur peut comprendre une plaque d’échange sur laquelle sont formés, d’un côté, des canaux, et de l’autre côté, des ailettes, de manière à ce que l’intérieur des canaux soit séparé des ailettes par la plaque d’échange. Les canaux peuvent être reliés à la turbine du module de récupération. Une telle construction peut permettre de réaliser un échange thermique avec de l’air ambiant, par exemple. Le présent exposé vise également un aéronef comprenant au moins un système propulsif tel que décrit précédemment. La turbine du module de récupération et/ou la pompe peu(ven)t être disposée(s) entre la turbomachine et une surface externe de l’aéronef. Une telle construction peut permettre de limiter l’encombrement de l’aéronef par le système de récupération. Le présent exposé peut être mieux compris en considérant la description détaillée suivante des aspects de l’exposé à la lumière des figures, dans laquelle : La représente un aéronef avec un fuselage en double pointe arrière et deux soufflantes. La représente une vue en coupe partielle d’un système propulsif. La représente une vue schématique d’un système de récupération d’énergie visible en . La représente une vue schématique d’un échangeur de chaleur visible en . La représente une vue de l’échangeur de chaleur visible en , selon un axe de rotation d’une turbine d’une turbomachine du système propulsif. La représente une vue en coupe de l’échangeur de chaleur visible en selon VI-VI. La représente une vue détaillée des tubes visibles en . La représente une disposition des tubes en ligne pour l’échangeur de chaleur visible en . La représente une forme elliptique des tubes pour l’échangeur de chaleur visible en . La représente une vue en coupe partielle d’un échangeur de chaleur montrant les sens d’écoulement dans un échangeur de chaleur tel que visible en . La représente une vue schématique d’un condenseur visible en . La représente une vue en coupe du condenseur visible en selon XII-XII. La représente une vue en coupe du condenseur visible en selon XIII-XIII. La représente une vue en coupe partielle d’un système propulsif, dont un échangeur de chaleur du système de récupération d’énergie est disposé au moins partiellement entre l’entrée et la sortie d’un carter d’échappement d’une turbine de la turbomachine. La représente une vue de l’échangeur de chaleur visible en selon l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine. La représente une vue en coupe partielle de l’échangeur de chaleur visible en selon XVI-XVI. La représente une vue en coupe partielle d’un système propulsif dont le système de récupération d’énergie est configuré pour réchauffer du carburant pour la turbomachine. La représente une vue schématique d’un système propulsif dont le système de récupération d’énergie est configuré pour réchauffer du carburant pour la turbomachine et pour convertir de l’énergie thermique du flux primaire en énergie mécanique et/ou électrique. Système propulsif (1, 1’, 1’’) comprenant une turbomachine (2, 2’, 2’’), un module propulsif (3), et un système de récupération d’énergie (4, 4’, 4’’), la turbomachine (2, 2’, 2’’) étant configurée pour être traversée par un flux primaire, le module propulsif (3) étant entrainé par la turbomachine (2, 2’, 2’’), le système de récupération d’énergie (4, 4’, 4’’) comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’, 40’’) et un ou plusieurs modules de récupération (41, 41’’), le système de récupération d’énergie (4, 4’, 4’’) étant configuré pour faire circuler un ou plusieurs fluides dans les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’, 40’’), les un ou plusieurs modules de récupération (41, 41’’) étant configuré(s) pour recevoir le(s) fluide(s) des un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’, 40’’) et pour utiliser le(s) fluide(s), au moins un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’, 40’’) étant monté sur un carter d’échappement (24, 24’) d’une turbine (21) de la turbomachine (2, 2’, 2’’) de manière à être balayé par le flux primaire. Système propulsif (1, 1’, 1’’) selon la revendication 1, dans lequel un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’, 40’’) est fixé sur une sortie du carter d’échappement (24, 24’), et/ou est au moins partiellement disposé entre une entrée et la sortie du carter d’échappement (24, 24’). Système propulsif (1, 1’, 1’’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, dans lequel l’au moins un échangeur de chaleur (40, 40’, 40’’) monté sur le carter d’échappement (24, 24’) comprend un distributeur (40B, 40B’), disposé à une première distance radiale par rapport à un axe de rotation (20) de la turbine (21) de la turbomachine (2, 2’, 2’’), un collecteur (40C, 40C’), disposé à une deuxième distance radiale par rapport à l’axe de rotation (20) de la turbine (21) de la turbomachine (2, 2’, 2’’), et des tubes (40A, 40A’) configurés pour permettre l’écoulement d’un parmi les un ou plusieurs fluides entre le distributeur (40B, 40B’) et le collecteur (40C, 40C’). Système propulsif (1, 1’, 1’’) selon la revendication 3, dans lequel les tubes (40A, 40A’) sont disposés radialement autour de l’axe de rotation (20) de la turbine (21) de la turbomachine (2, 2’, 2’’), ou en spirale autour de l’axe de rotation (20) de la turbine (21) de la turbomachine (2, 2’, 2’’). Système propulsif (1, 1’, 1’’) selon l’une quelconque des revendications 3 à 4, dans lequel le distributeur (40B, 40B’) et le collecteur (40C, 40C’) sont chacun de forme annulaire et sont disposés co-axialement avec l’axe de rotation (20) de la turbine (21) de la turbomachine (2, 2’, 2’’). Système propulsif (1, 1’, 1’’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le module propulsif (3) est disposé de manière à être traversé par le flux primaire sortant des un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’, 40’’). Système propulsif (1’’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel un parmi les un ou plusieurs fluides est du carburant, le système de récupération d’énergie (4’’) est configuré pour acheminer le carburant, à température cryogénique, vers un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40’’) afin de chauffer le carburant, et un parmi les un ou plusieurs modules de récupération (41’’) est configuré pour acheminer le carburant, ainsi chauffé, vers une chambre de combustion (25’’) de la turbomachine (2’’). Système propulsif (1, 1’, 1’’) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le système de récupération d’énergie (4, 4’, 4’’) comprend une pompe (44), configurée pour pomper un parmi les un ou plusieurs fluides dans un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur (40, 40’), servant d’évaporateur dudit fluide, un parmi les un ou plusieurs modules de récupération (41) comprend une turbine (42) configurée pour détendre le fluide évaporé par ledit échangeur de chaleur (40, 40’), le système de récupération d’énergie comprend un condenseur (43, 43’’) configuré pour refroidir le fluide détendu par la turbine (42) du module de récupération (41), et la pompe (44) est configurée pour recevoir le fluide refroidi par le condenseur (43, 43’’). Système propulsif (1, 1’) selon la revendication 8, dans lequel le condenseur (43) comprend une plaque d’échange (45) sur laquelle sont formés, d’un côté, des canaux (47) reliés à la turbine (42) du module de récupération (41), et de l’autre côté, des ailettes (46), de manière à ce que l’intérieur des canaux (47) soit séparé des ailettes (46) par la plaque d’échange (45). Aéronef (10) comprenant au moins un système propulsif (1, 1’, 1’’’) selon l’une quelconque des revendications 8 à 9, dans lequel la turbine (42) du module de récupération (41) et/ou la pompe (44) est/sont disposée(s) entre la turbomachine (2, 2’) et une surface externe de l’aéronef (10).