FR3128247A1 - Propulsion system with primary flow cooling - Google Patents

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FR3128247A1
FR3128247A1 FR2110985A FR2110985A FR3128247A1 FR 3128247 A1 FR3128247 A1 FR 3128247A1 FR 2110985 A FR2110985 A FR 2110985A FR 2110985 A FR2110985 A FR 2110985A FR 3128247 A1 FR3128247 A1 FR 3128247A1
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propulsion
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Panagiotis Giannakakis
William Henri Joseph RIERA
Samer MAALOUF
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Safran SA
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Safran SA
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Abstract

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. 2Propulsion system with primary flow cooling Propulsion system (1) comprising a turbomachine (2), a propulsion module (3), and an energy recovery system (4), the turbomachine (2) being configured to be traversed by a primary flow, the propulsion module (3) being driven by the turbomachine (2), the energy recovery system (4) comprising one or more heat exchangers (40) and one or more recovery modules (41), the energy recovery system (4) being configured to circulate one or more fluids through the one or more heat exchangers (40), the one or more recovery modules (41) being configured to receive the ) fluid(s) of the one or more heat exchangers (40) and for using the fluid(s), at least one of the one or more heat exchangers (40) being mounted on an exhaust housing ( 24) of a turbine (21) of the turbomachine (2) so as to be swept by the primary flow. Figure for abstract: Fig. 2

Description

Système propulsif avec refroidissement du flux primairePropulsion system with primary flow cooling

Le présent exposé concerne un système de récupération de chaleur pour un système propulsif, notamment pour un système propulsif d’aéronef.This presentation concerns a heat recovery system for a propulsion system, in particular for an aircraft propulsion system.

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.French patent application FR3101614 discloses an aircraft comprising a propulsion system, comprising a first propulsion module, a first turbine engine configured to drive the first propulsion module, a second propulsion module, and a second turbine engine configured to drive the second propulsion module. The fuselage extends between a front part of the aircraft, where the nose of the aircraft is located, and a rear part of the aircraft, where the fuselage splits into two tips extending backwards. The first propulsion module is arranged on a rear end of one of the rear points, and the second propulsion module is placed on a rear end of the other of the rear points. During flight, the exterior of the aircraft generates a "boundary layer" of air which is in contact with the exterior of the aircraft and entrained by the exterior of the aircraft relative to the rest of the air. environment. The thickness of the boundary layer, measured perpendicular to the outside of the aircraft, becomes more important going in the direction of air flow around the aircraft. Thus, the arrangement of a propulsion module at the level of the rear part of the fuselage allows the thickness of the boundary layer to increase all along the fuselage before arriving at the propulsion module, which ingests air from the layer. limit. The ingestion of air by the propulsion module from the boundary layer makes it possible to improve the propulsion efficiency of the propulsion module.

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.However, due to this configuration, a zone of high underpressure can be generated between the tips during the movement of the aircraft. This zone of high underpressure can disrupt the operation of the propulsion modules, thus degrading their performance. So, the French patent application no. FR3107308 discloses a blowing system making it possible to increase the pressure in this 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.For reasons of balance and efficiency, it is desirable to arrange the device(s) driving the propulsion module(s) towards the center of gravity of the aircraft with respect to the ) propulsion module(s). When a propulsion module is of the "propeller" type, i.e. placed towards the rear of the aircraft in relation to the device driving it (e.g. a turbomachine), there is a risk of exposing the propulsion module to the combustion gases generated by the training device. Then, French patent application No. FR3107307 discloses a propulsion system comprising a turbomachine, a propulsion module configured to be traversed by combustion gases which escape from the turbomachine, and an energy recovery system configured to recover, upstream of the fan, the heat of the combustion gases escaping from the turbomachine. This configuration makes it possible, among other things, to reduce the temperatures of the combustion gases passing through the propulsion module, and to at least partially satisfy the energy needs of the aircraft outside the propulsion system. The energy recovery system comprises at least one evaporator of which at least one heat exchange surface is configured to be swept by combustion gases which escape from the 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.The performance, in terms of the useful quantity of energy recovered, and in terms of the reduction of the temperatures of the combustion gases, depends in particular on the quality of heat exchange carried out by the recovery system with the combustion gases within the propulsion system. The inventors have observed that there is then an interest in ensuring efficient heat exchange with the combustion gases and the energy recovery system. The present presentation thus aims to improve the heat exchange between the combustion gases and the fluid in the heat exchanger of an energy recovery system, and thus proposes a propulsion system comprising a turbomachine, a propulsion module, and an energy recovery system. The turbomachine is configured to be traversed by a primary flow. The propulsion module is driven by the turbomachine. The energy recovery system includes one or more heat exchangers and one or more recovery modules. The energy recovery system is configured to circulate one or more fluids through the one or more heat exchangers. The one or more recovery modules are configured to receive the fluid(s) from the one or more heat exchangers and to utilize the fluid(s). At least one of the one or more heat exchangers is mounted on an exhaust casing of a turbine of the turbomachine so as to be swept by the primary flow.

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).Thus, the recovery system is configured so as to carry out a heat exchange at the outlet of the turbine engine. This architecture makes it possible to make the propulsion system relatively compact, and to arrange the heat exchanger so as to carry out the heat exchange in the middle of the primary flow, and not simply at the level of a wall of a duct in which flows the primary flow, or through the primary flow (perpendicular to the flow direction of the primary flow).

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.“Using” the fluid(s) is understood to mean that the recovery module receives the fluid, and extracts the energy contained in said fluid, or else makes the energy contained in the fluid accessible. By way of example, the use may include a transfer of thermal energy from the fluid received to another object, or even another fluid. When the fluid is a fuel that is heated by the heat exchanger, the use of the fluid may include delivering the heated fuel to a combustion site (e.g., injecting the fuel into the combustion chamber of the propulsion system turbomachine). When the fluid is a compressed working fluid (e.g. heat transfer fluid without limitation), the use of the fluid may include the expansion of the fluid in a 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.“Exhaust casing” means a component used to receive the exhaust gas leaving this turbine. Such a component is typically designated in English by the term "turbine rear frame", and comprises a central part, typically designated "hub", linked to a peripheral part, typically designated "housing", by structural arms, so as to create an annular fluid passage (notwithstanding the structural arms) in which can flow the exhaust gas received from the turbine. For clarity, the term “central part” refers to the hub of the exhaust housing, and the term “peripheral part” refers to the housing of the exhaust housing.

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.One of the one or more heat exchangers may be at least partially disposed between an inlet and an outlet of the exhaust housing.

Ainsi, on peut limiter l’encombrement additionnel du système propulsif dû à l’ajout dudit échangeur de chaleur.Thus, the additional bulk of the propulsion system due to the addition of said heat exchanger can be limited.

En alternative ou en complément, un parmi les un ou plusieurs échangeurs de chaleur peut être fixé sur la sortie du carter d’échappement.Alternatively or additionally, one of the one or more heat exchangers can be attached to the outlet of the exhaust casing.

Ainsi, la surface d’échange thermique dudit échangeur de chaleur n’est pas réduite ou interrompue par la structure du carter d’échappement.Thus, the heat exchange surface of said heat exchanger is not reduced or interrupted by the structure of the exhaust casing.

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.An “inlet” to an exhaust casing is understood to mean a geometric surface defined by the edges of the exhaust casing first crossed by the exhaust gas leaving the turbine supported by the exhaust casing. By way of example, the geometric surface can be defined by all the edges of the structural arms of the exhaust casing closest to said 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.An "outlet" of an exhaust casing is understood to mean a geometric surface defined by the edges of the exhaust casing last crossed by the exhaust gas received from the turbine supported by the exhaust casing. By way of example, the geometric surface can be defined by all the edges of the structural arms of the exhaust casing furthest from said 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.The at least one heat exchanger mounted on the exhaust casing may comprise a distributor, disposed at a first radial distance relative to an axis of rotation of the turbine of the turbomachine, a manifold, disposed at a second radial distance relative to the axis of rotation of the turbine of the turbomachine, and tubes configured to allow the flow of one of the one or more fluids between the distributor and the collector.

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.The fluid can be routed in the primary flow along a direction having a non-zero radial component with respect to the axis of rotation of the turbine of the 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.The tubes can be arranged radially around the axis of rotation of the turbine of the turbomachine, or in a spiral around the axis of rotation of the turbine of the 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.The distributor and the collector can each be annular in shape. They can be arranged coaxially with the axis of rotation of the turbomachine turbine.

L’échange thermique peut être réalisé tout autour de l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine.The heat exchange can be carried out all around the axis of rotation of the turbomachine turbine.

Le module propulsif peut être disposé de manière à être traversé par le flux primaire sortant des un ou plusieurs échangeurs de chaleur.The propulsion module can be arranged so as to be crossed by the primary flow leaving the one or more heat exchangers.

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.The propulsion module may comprise a rotor whose blade roots are arranged around an axis of rotation of the rotor, and whose blade bodies extend radially with respect to the axis of rotation of the rotor from the blade roots. The primary flow can pass through the propulsion module at the level of the blade roots. The propulsion module can be configured to be crossed by a secondary flow. The secondary flow can bypass a combustion chamber of the turbomachine. The secondary flow can pass through the propulsion module at the level of the blade bodies. The rotor may include an annular casing separating the blade bodies from the blade roots, and separating the primary flow from the secondary flow as it passes through the 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.The heat exchanger can make it possible to cool the primary stream, from the temperatures reached during its passage through the turbomachine, to temperatures compatible with the materials used in the propulsion module. Reducing the temperature of the primary stream can allow the use of composite materials in the propulsion module which would otherwise be incompatible with the temperatures of the primary stream discharged by the 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.One of the one or more fluids may be fuel. The energy recovery system may be configured to deliver fuel, at cryogenic temperature, to one of the one or more heat exchangers to heat the fuel. One of the one or more recovery modules can be configured to convey the fuel, thus heated, to a combustion chamber of the 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.The energy recovery system can be configured to use the heat of the primary flow to heat the fuel from a temperature which may be incompatible with the combustion of the fuel in the combustion chamber of the turbomachine, or even cryogenic, to a temperature compatible with such a purpose. This configuration can make it possible to limit or even completely avoid the combustion of part of the fuel to heat the rest of the fuel to useful temperatures for propulsion.

On entend par « cryogénique » une température inférieure à 150 K (Kelvin).“Cryogenic” means a temperature below 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.The energy recovery system may include a pump, configured to pump one of the one or more fluids through one of the one or more heat exchangers. One of the one or more heat exchangers can serve as an evaporator of said fluid. One of the one or more recovery modules may include a turbine configured to expand fluid evaporated by said heat exchanger. The energy recovery system may include a condenser configured to cool the fluid expanded by the turbine of the recovery module. The pump can be configured to receive fluid cooled by the condenser.

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.The heat from the primary stream rejected by the turbomachine can be used to generate electrical and/or mechanical energy through a thermal cycle. For example, the cycle can be of the Rankine type.

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.The condenser may comprise an exchange plate on which are formed, on one side, channels, and on the other side, fins, so that the interior of the channels is separated from the fins by the heat exchanger plate. 'exchange. The channels can be connected to the turbine of the recovery module.

Une telle construction peut permettre de réaliser un échange thermique avec de l’air ambiant, par exemple.Such a construction can make it possible to carry out a heat exchange with ambient air, for example.

Le présent exposé vise également un aéronef comprenant au moins un système propulsif tel que décrit précédemment.This presentation also relates to an aircraft comprising at least one propulsion system as described above.

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.The turbine of the recovery module and/or the pump can be arranged between the turbine engine and an external surface of the aircraft.

Une telle construction peut permettre de limiter l’encombrement de l’aéronef par le système de récupération.Such a construction can make it possible to limit the size of the aircraft by the recovery system.

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 :This disclosure may be better understood by considering the following detailed description of aspects of the disclosure in light of the figures, in which:

La représente un aéronef avec un fuselage en double pointe arrière et deux soufflantes.There represents an aircraft with a double rear fuselage and two fans.

La représente une vue en coupe partielle d’un système propulsif.There shows a partial sectional view of a propulsion system.

La représente une vue schématique d’un système de récupération d’énergie visible en .There represents a schematic view of an energy harvesting system visible in .

La représente une vue schématique d’un échangeur de chaleur visible en .There shows a schematic view of a heat exchanger visible in .

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.There shows a view of the heat exchanger visible in , along an axis of rotation of a turbine of a turbomachine of the propulsion system.

La représente une vue en coupe de l’échangeur de chaleur visible en selon VI-VI.There shows a sectional view of the heat exchanger visible in according to VI-VI.

La représente une vue détaillée des tubes visibles en .There represents a detailed view of the tubes visible in .

La représente une disposition des tubes en ligne pour l’échangeur de chaleur visible en .There shows an in-line tube arrangement for the heat exchanger visible in .

La représente une forme elliptique des tubes pour l’échangeur de chaleur visible en .There represents an elliptical shape of the tubes for the heat exchanger visible in .

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 .There depicts a partial sectional view of a heat exchanger showing flow directions in a heat exchanger as seen in .

La représente une vue schématique d’un condenseur visible en .There represents a schematic view of a condenser visible in .

La représente une vue en coupe du condenseur visible en selon XII-XII.There represents a sectional view of the condenser visible in according to XII-XII.

La représente une vue en coupe du condenseur visible en selon XIII-XIII.There represents a sectional view of the condenser visible in according to 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.There shows a partial sectional view of a propulsion system, of which a heat exchanger of the energy recovery system is arranged at least partially between the inlet and the outlet of an exhaust casing of a turbine of the turbomachine .

La représente une vue de l’échangeur de chaleur visible en selon l’axe de rotation de la turbine de la turbomachine.There shows a view of the heat exchanger visible in along the axis of rotation of the turbine of the turbomachine.

La représente une vue en coupe partielle de l’échangeur de chaleur visible en selon XVI-XVI.There shows a partial sectional view of the heat exchanger visible in according to 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.There shows a partial sectional view of a propulsion system whose energy recovery system is configured to heat fuel for the 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.There represents a schematic view of a propulsion system whose energy recovery system is configured to heat fuel for the turbomachine and to convert thermal energy from the primary flow into mechanical and/or electrical energy.

Claims (10)

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.Propulsion system (1, 1', 1'') comprising a turbomachine (2, 2', 2''), a propulsion module (3), and an energy recovery system (4, 4', 4'' ), the turbine engine (2, 2', 2'') being configured to be traversed by a primary flow, the propulsion module (3) being driven by the turbine engine (2, 2', 2''), the recovery system energy (4, 4', 4'') comprising one or more heat exchangers (40, 40', 40'') and one or more recovery modules (41, 41''), the recovery system of energy (4, 4', 4'') being configured to circulate one or more fluids in the one or more heat exchangers (40, 40', 40''), the one or more recovery modules (41, 41'') being configured to receive the fluid(s) from the one or more heat exchangers (40, 40', 40'') and to use the fluid(s), at least one of the one or more heat exchangers (40, 40', 40'') being mounted on an exhaust casing (24, 24') of a turbine (21) of the turbomachine (2, 2', 2 '') so as to be swept by the primary stream. 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’).A propulsion system (1, 1', 1'') according to claim 1, wherein one of the one or more heat exchangers (40, 40', 40'') is attached to an outlet of the exhaust housing (24 , 24'), and/or is at least partially disposed between an inlet and the outlet of the exhaust casing (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’).Propulsion system (1, 1', 1'') according to any one of claims 1 to 2, in which the at least one heat exchanger (40, 40', 40'') mounted on the exhaust casing (24, 24') comprises a distributor (40B, 40B'), disposed at a first radial distance relative to an axis of rotation (20) of the turbine (21) of the turbomachine (2, 2', 2'' ), a manifold (40C, 40C'), disposed at a second radial distance relative to the axis of rotation (20) of the turbine (21) of the turbomachine (2, 2', 2''), and tubes (40A, 40A') configured to allow the flow of one of the one or more fluids between the distributor (40B, 40B') and the manifold (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’’).Propulsion system (1, 1', 1'') according to claim 3, in which the tubes (40A, 40A') are arranged radially around the axis of rotation (20) of the turbine (21) of the turbomachine ( 2, 2', 2''), or in a spiral around the axis of rotation (20) of the turbine (21) of the 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’’).Propulsion system (1, 1', 1'') according to any one of Claims 3 to 4, in which the distributor (40B, 40B') and the collector (40C, 40C') are each of annular shape and are arranged coaxially with the axis of rotation (20) of the turbine (21) of the 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’’).Propulsion system (1, 1', 1'') according to any one of Claims 1 to 5, in which the propulsion module (3) is arranged so as to be traversed by the primary flow leaving the one or more heat exchangers (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’’).A propulsion system (1'') according to any of claims 1 to 6, wherein one of the one or more fluids is fuel, the energy recovery system (4'') is configured to deliver fuel, at cryogenic temperature, to one of the one or more heat exchangers (40'') in order to heat the fuel, and one of the one or more recovery modules (41'') is configured to convey the fuel, thus heated, to a combustion chamber (25'') of the 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’’).Propulsion system (1, 1', 1'') according to any one of claims 1 to 7, in which the energy recovery system (4, 4', 4'') comprises a pump (44), configured to pump one of the one or more fluids into one of the one or more heat exchangers (40, 40'), serving as an evaporator of said fluid, one of the one or more recovery modules (41) comprises a turbine (42 ) configured to expand the fluid evaporated by said heat exchanger (40, 40'), the energy recovery system comprises a condenser (43, 43'') configured to cool the fluid expanded by the turbine (42) of the module recovery (41), and the pump (44) is configured to receive the fluid cooled by the condenser (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).Propulsion system (1, 1') according to Claim 8, in which the condenser (43) comprises a heat exchanger plate (45) on which are formed, on one side, channels (47) connected to the turbine (42 ) of the recovery module (41), and on the other side, fins (46), so that the interior of the channels (47) is separated from the fins (46) by the exchange plate (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).Aircraft (10) comprising at least one propulsion system (1, 1', 1''') according to any one of Claims 8 to 9, in which the turbine (42) of the recovery module (41) and/or the pump (44) is/are arranged between the turbine engine (2, 2') and an external surface of the aircraft (10).
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4507914A (en) * 1978-10-26 1985-04-02 Rice Ivan G Steam cooled gas generator
DE102014214038B4 (en) * 2014-07-18 2016-10-13 MTU Aero Engines AG gas turbine
US20180334959A1 (en) * 2014-10-29 2018-11-22 Swapnil Sarjerao Jagtap Heat recuperation system for the family of shaft powered aircraft gas turbine engines
EP3708495A1 (en) * 2019-03-11 2020-09-16 Airbus SAS Aircraft propulsion system including a heat exchanger system
FR3101614A1 (en) 2019-10-07 2021-04-09 Safran Propulsion system for remote turbine engine aircraft
FR3107307A1 (en) 2020-02-13 2021-08-20 Safran Heat recovery system for propulsion system
FR3107308A1 (en) 2020-02-13 2021-08-20 Safran Blowing system for aircraft propulsion system
US20210301720A1 (en) * 2020-03-27 2021-09-30 United Technologies Corporation Supercritical co2 cycle for gas turbine engines having supplemental cooling

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4507914A (en) * 1978-10-26 1985-04-02 Rice Ivan G Steam cooled gas generator
DE102014214038B4 (en) * 2014-07-18 2016-10-13 MTU Aero Engines AG gas turbine
US20180334959A1 (en) * 2014-10-29 2018-11-22 Swapnil Sarjerao Jagtap Heat recuperation system for the family of shaft powered aircraft gas turbine engines
EP3708495A1 (en) * 2019-03-11 2020-09-16 Airbus SAS Aircraft propulsion system including a heat exchanger system
FR3101614A1 (en) 2019-10-07 2021-04-09 Safran Propulsion system for remote turbine engine aircraft
FR3107307A1 (en) 2020-02-13 2021-08-20 Safran Heat recovery system for propulsion system
FR3107308A1 (en) 2020-02-13 2021-08-20 Safran Blowing system for aircraft propulsion system
US20210301720A1 (en) * 2020-03-27 2021-09-30 United Technologies Corporation Supercritical co2 cycle for gas turbine engines having supplemental cooling

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