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Philippe Dejean

Bonjour Damien,

Etant moi-même un agent EDF travaillant pour l'équipement du parc thermique à flamme, je peux confirmer qu'on a effectivement essayé dans les années 60 de brûler du charbon pulvérisé dans des turbines à combustion... Mais qu'on a pas insisté longtemps!

General Electric à fait traverser les Etats-Unis à un train dont la locomotive était mue par une turbine industrielle qui brûlait du charbon pulvérisé. Le rendement énergétique (25%) était très intéressant comparé à celui des locomotives à vapeur (5 à 10%). Le train qui était parti rapidement, a rejoint sa destination au pas et quand la turbine à été démontée, on a trouvé qu'après 6000 km parcourus, il manquait jusqu'à 40% de la corde des aubes de la turbine de détente!
Le charbon contient des minéraux incombustibles particulièrement abrasifs... Auxquels les turbines ne résistent pas bien longtemps.

Par contre, on a pas renoncé au couple charbon turbine à combustion, mais par le biais d'un GICC (gazéifieur intégré à un cycle combiné) :
L'idée est de gazéifier le charbon dans un réacteur chimique (un gros gazogène alimenté au charbon, à l'oxygène et à la vapeur d'eau). Le gaz produit est brûlé dans une turbine à combustion qui entraine un alternateur.
La température d'échappement des fumées de la turbine à combustion (600 °C environ) est suffisante pour produire de la vapeur qu'on détend dans une turbine à vapeur qui entraine un second alternateur. On profite aussi de la chaleur produite par le gazéifieur pour faire un peu plus de vapeur à turbiner.
Une partie de l'électricité produite sert à extraire de l'air, l'oxygène nécessaire au gazéifieur qui consomme aussi une partie de la vapeur produite.
Pour complêter le tableau, on peut ajouter qu'on a un meilleur rendement en mettant le gazéifieur sous pression, notamment à l'aide d'une partie de l'air comprimé par la turbine à combustion.

Le GICC est une véritable usine à gaz (au sens propre comme au sens figuré), chère à construire et à entretenir, qui ne s'adapte pas facilement aux variations de charge, mais c'est aussi la machine qui transforme le charbon en électricité avec le meilleur rendement (50% environ).

Le GICC ne peut pas être transposé en moteur d'avion. Par contre Il serait peut-être possible d'utiliser des turbopropulseurs en cycle combiné :
Imaginons un biturbopropulseur "normal" avec une hélice sur chaque aile) dont on détournerait les échappements pour produire de la vapeur dans une chaudière de récupération située dans le fuselage. Cette vapeur serait détendue dans une turbine à vapeur située dans le nez de l'avion, et qui entrainerait une troisième hélice. La vapeur serait ensuite condensée dans un aérocondenseur situé juste derrière la turbine à vapeur et refroidi par le vent relatif. En s'y prenant bien, cet aérocondenseur pourrait même être thermopropulsif. Il ne manquerait plus que la pompe alimentaire attelée pour renvoyer l'eau condensée dans la chaudière.

Toute cet équipement aurait un poids, mais un cycle combiné permet de récupérer une moitié de puissance supplémentaire par rapport au cycle simple. Autrement dit, on passe dans les installations industrielle de 40% à 60% de rendement - c'est à dire qu'on fait beaucoup mieux que les meilleurs diesels lents qui sont à 47%. (OUI, c'est bien moi qui dit qu'il y a des turbines qui surclassent les diesels ! Laughing

).
Pour un avion très long courrier, le gain sur la masse de carburant finirait par dépasser la masse d'équipement supplémentaire...
Pour montée rapide en puissance, il faudrait un peu chahuter les turboprops, mais pour une réduction rapide de la puissance, il est toujours possible d'envoyer la vapeur directement au condenseur, voire à l'atmosphère... ou de sortir des aérofreins.

A quand un avion qui fasse un vrai tour du monde incontestable (revenir au point de départ après avoir survolé l'antipode, ou mieux après avoir survolé les deux pôles) sans escale et avec des turbines?

Bons vols

cp1315 · Administrateur Inscrit le: 07 Sep 2004 Messages: 1878

Salut Philippe

Si j'ai bien compris, tu veux utiliser l'energie calorifique des gaz d'echappement du turboprop pour produire de la vapeur qui elle meme fera tourner une turbine vapeur attelée à une helice ?

Quell est la temperature des gaz d'echappement d'un turboprop ?

Laurent

Philippe Dejean · Posté le: Sam Mai 27, 2006 12:23 am Sujet du message: Cycle combiné volant

Bonjour à tous,

Tu as bien compris, Laurent, c'est bien de la réccupération de l'énergie calorifique contenue dans la chaleur des turboprops dont il est question.

Sur les turbines industrielles (dites "Heavy Duty") de 20 à 280 MW le rendement est de 37% environ et la température des fumées de 600°C, ce qui permet de faire de la vapeur haute pression (165 bars) à 565°C (valeurs typiques) pour un rendement global de cycle combiné compris entre 55 à 60%.

Sur les turbines aérodérivées de 25 à 45 MW, (turbines dérivées de réacteurs d'avions civils de 10 à 20 tonnes de poussée) , le rendement est un peu plus élevé (de l'ordre de 40%) mais la température plus basse des fumées 480°C environ fait que le rendement global en cycle combiné n'est pas meilleur que pour les "Heavy Duty".

Pour des petits turboprops dans la gamme des 600 à 1800 CV, la température en sortie de la chambre de combustion doit être plus faible que dans les réacteurs de 10 à 20 tonnes de poussée, par contre la turbine exploite peut-être un peu moins complètement la détente que les turbines qu'on utilise au sol pour entraîner des alternateurs. Grosso-modo, je pense qu'on ne devrait pas être loin des 400 à 500°C (Damien pourrait sans doute être plus précis...)

Même si la température d'échappement des turboprops de dépassait pas 400°C, il y aurait encore de quoi récupérer pas mal de puissance, surtout en altitude où la faible température de l'air permettrait d'atteindre un bon vide au condenseur. Je pense qu'avec deux turboprops de 1000 CV chacuns, on pourrait récupérer environ 800 CV supplémentaires (calcul à la louche !)

Un des multiples problèmes d'une telle application, c'est que je ne vois aucun CP susceptible de banc d'essai... AngelNot

Bons vols

FAUVET Damien · Brevet de Base Inscrit le: 28 Mar 2006 Messages: 72

Bonjour,

Effectivement, j'avais déjà pensé au cycle combiné dont tu parles Philippe, mais en montant une 2ème turbine accouplée à la turbine libre, pour avoir toute la puissance sur un même arbre.

Un tel cycle permet en effet de surclasser les meilleurs diesels en terme de conso spécifique. Et en se débrouillant bien, le poids peut rester inférieur à un diesel, car avec un cycle thermo comme celui que j'envisage pour mes prochains protos, le rapport masse/puissance du turboprop peut descendre à 0,19 kg/ch, soit 22,8 kg pour un turboprop de 120 ch.
En se donnant une limite de 100 kg, un turbomoteur à cycle combiné, cela laisse 77,2 kg pour la 2ème turbine, la chaudière, l'échangeur et les équipements...cela est peut être réalisable, en utilisant des céramiques...
Le principal problème est qu’il faut transporter de la vapeur à 100 ou 150 bars dans un aéronef, avec des composants optimisés au niveau poids (chaudière)…à voir au niveau sécurité.

Pour ce qui est des températures des gaz en sortie du moteur, voici quelques chiffres concernant l’Astazou XIVC1 de Turboméca, qui possède un cycle thermo très proche de mes futurs protos (enfin, j’espère pouvoir y arriver…). Les valeurs d’EGT de ce turboprop de 839 ch, et pesant 166Kg (tout équipé, avec réducteur), sont les suivantes :

Takeoff : 839 ch, EGT = 585 deg C
Max cont : 786 ch, EGT = 540 deg C

Au régime max continu, la température des gaz est donc de 540 deg C en sortie du moteur. A ce régime, la Cs est déjà très correcte : 0,35 kg/kW/h.
Un tel moteur converti en cycle combiné aurait de très bonnes perfos je pense !!!

Une seule question :

Pourquoi, au cours des 60 années d’évolution des turbomachines aéronautiques, cela n’a jamais été réalisé ???

Il doit bien y avoir une raison (trop lourd, trop compliqué, trop volumineux…)

Je sais que dans les années 60, les ricains ont essayé des intercoolers montés en fin de compresseur, sur des gros turboprops de patrouilleurs maritimes, afin d’en améliorer le rendement. Mais ce n’est pas de la même chose dont on parle. Ici, c’est l’équivalent de l’échangeur monté entre un turbocompresseur et un moteur à piston, et pas un cycle combiné.

Il faudrait calculer la surface d’échange de la chaudière et du condenseur pour avoir une idée des masses en jeux…

Sinon, ça peut être marrant d’essayer… !!!

Philippe Dejean · Posté le: Dim Mai 28, 2006 12:35 am Sujet du message: Céramique - Singleshaft

Bonjour à tous,

Merci Damien pour tes données de température...

L'usage des céramiques a été envisagé pour des échangeurs air/air et air eau sur des Turbines à combustion en cycles plus ou moins exotiques notamment pour des applications marine (militaire, bien sûr) comme des vedettes lance-missile. Sur le papier, c'est super, sauf que pour faire un échangeur il faut multiplier les tubes côte à côte, et que les ceramiques sont fragiles. A la moindre fissure sur un tube sous pression, c'est l'éclatement de celui-ci, et les débris de ce premier tube font comme un "strike" au bowling ! (il ne reste que de petits débris...)
Un bon compromis entre masse et résistance mécanique semble être le titane. En tube dudgeonés à chaque extrêmité, ça reste abordable... (en tout cas moins cher que les céramiques!)

Pour que la vapeur haute pression ne représente pas trop de masse et de risques, il faut qu'elle soit confinée dans une zone la plus compacte possible. Par contre, le volume du condenseur, qui ne supporte que la pression atmosphérique, est moins critique.

Mettre une turbine à vapeur sur le même arbre qu'une turbine à combustion, c'est un classique pour les centrales électrique. En bon français, on appelle ça un "Single Shaft" (Sic). Ce montage permet de réduire l'investissement : Un seul alternateur, un seul transfo, etc... Par contre, on ne peut pas dire que la souplesse de conduite y gagne. Pour un propulseur, la charge que représente une hélice à pas variable faciliterait sûrement la stabilité en vitesse.
A condition de faire vraiment compact pour la partie HP, on pourrait peut-être même l'appliquer à un réacteur double flux...

Pourquoi ne l'a-t-on pas fait avant?

Avant 1950, l'aviation civile en était restée au moteur à piston.
Quand le turbopropulseur est arrivé, il a d'abord fallu en faire une machine fiable et abordable.

Ensuite, ce n'était plus d'actualité...
La première raison est malheureusement évidente, même si rétrospectivement ça semble quasi-criminel : Pendant presque trente ans, le prix du pétrole n'a cessé de baisser en Dollar constant (Je crois me souvenir d'un cours de 2,65 US$ par baril juste avant qu'il ne s'envole à 36 US$ par baril en 1973) Tout développement un peu couteux pour économiser le carburant ne pouvait être justifié que par la distance franchissable, et le turboprop n'était plus à la mode : les réacteurs c'était "l'avenir" - même si Tupolev prouvait le contraire avec les performances époustoufflantes de son quadriturbopropulseur à hélices contrarotatives...

Un autre détail, mais qui a son importance : Jusqu'à la fin des années 80, la métallurgie du titane n'était vraiment maitrisée industriellement que par les soviétiques... Pour la petite histoire, la CIA a dû monter une ribambelle de sociétés-écrans pour acheter à l'URSS le titane nécessaire à la fabrication des... SR71!

Enfin, il y a une autre difficulté : Les turbines à vapeur supportent très mal les paquets d'eau liquide. Il faut donc un séparateur eau/vapeur très éfficace et/ou une vapeur très surchauffée pour ne pas avoir de problème sur un avion soumis aux turbulences.

Damien, tu fais référence au Turboméca "Astazou". Si mes souvenirs sont bons, Turboméca en avait tiré un réacteur à très fort taux de dilution dont on pouvait faire varier l'incidence des aubes de la soufflante. Toujours si mes souvenirs sont exacts, ce moteur l'"Astafan" poussait dans les 780 kilos en consommant la même chose, voire même moins, qu'un seul des réacteurs de 400 kg de poussée du Morane Paris ou du Fouga Magister !
Il va sans dire qu'un tel moteur aurait pu transfigurer ces deux avions (en monomoteur enfin économique pour le Morane Paris et en avion d'entrainement enfin puissant pour le Fouga) sans parler des avions qu'on aurait pu développer autour de ce moteur et de ses descendants...
Pourquoi voit-on plus de PT6 que d'"Astafan"? Il me semble que la raison est plus commerciale que technique... mais en un sens, ton réacteur me semble bien être le petit cousin de l'Astafan.

Bons vols

Bee Gee · Posté le: Dim Mai 28, 2006 8:40 am Sujet du message:

cp1315 · Administrateur Inscrit le: 07 Sep 2004 Messages: 1878

Bee Gee · Posté le: Dim Mai 28, 2006 3:50 pm Sujet du message:

Hello,

Bien entendu la turbine de travail récupère une grande partie de l'énergie des gaz, mais pas entièrement, le reliquat donne la poussée résiduelle qui va dépendre des caractéristiques du turboprop.

Par exemple le RR Tyne qui équipe le C160 transall fait une puissance de ~ 5600 HP + 500 kg de pousée résiduelle, ce n'est pas si négligeable...

cp1315 · Administrateur Inscrit le: 07 Sep 2004 Messages: 1878

Bee Gee · Posté le: Dim Mai 28, 2006 6:38 pm Sujet du message: