INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
L’échangeur de chaleur 40’’ comprend un distributeur et un collecteur reliés l’un à l’autre par des tubes disposés dans le flux primaire rejeté par la turbomachine 2’’. Les agencements du distributeur, du collecteur et des tubes des échangeurs de chaleur 40, 40’ par référence aux figures 5 à 10 et 14 à 16 sont également envisagés pour l’échangeur de chaleur 40’’ visible en . Le système de récupération d’énergie 4’’ comprend un module de récupération 41’’ configuré pour acheminer le carburant chauffé par l’échangeur de chaleur 40’’ vers la chambre de combustion 25’’ de la turbomachine 2’’, afin d’injecter le carburant dans la turbomachine 2’’ pour faire tourner la/les turbines de la turbomachine 2’’ et entrainer le module propulsif 3 du système propulsif 1’’. La turbomachine 2’’ visible en est configurée pour utiliser un carburant stocké sous forme liquéfiée, ce qui n’est pas nécessairement le cas des turbomachines 2, 2’ visibles en ou , et la chambre de combustion 25’’ visible en est configurée pour bruler du carburant injecté aux températures d’injection décrites ci-dessus, ce qui n’est pas nécessairement le cas de la chambre de combustion 25 visible en .
Il est également envisagé qu’un système de récupération d’énergie d’un système propulsif donné réalise à la fois le réchauffement de carburant détaillé en référence à la , et la conversion d’énergie thermique en énergie mécanique/hydraulique/électrique détaillé en référence aux figures 2 à 16. A cette fin, le système de récupération d’énergie peut comprendre une pompe de fluide caloporteur, un évaporateur, un premier module de récupération comprenant une turbine, un condenseur, une pompe de carburant, et un deuxième module de récupération configuré pour acheminer du carburant chauffé vers la turbomachine du système propulsif. La pompe de fluide caloporteur alimente l’évaporateur. La pompe de fluide caloporteur, l’évaporateur, la turbine du premier module de récupération et le condenseur sont agencés de la même manière qu’illustrée en , sauf éventuellement en ce qui concerne le condenseur.
En effet, si le condenseur peut bien être de type surfacique, et agencé de la même manière qu’illustrée en , plusieurs architectures combinant la conversion d’énergie et le réchauffement du carburant sont également envisagées.
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.
Par exemple, le condenseur peut être configuré pour réaliser un échange thermique entre le fluide caloporteur et le carburant. Dans ce cas, le système de récupération pourrait être configuré pour circuler du carburant dans le condenseur, afin de chauffer le carburant, et pour acheminer le carburant ainsi chauffé vers la chambre de combustion de la turbomachine.
Par exemple, le condenseur peut simplement être agencé de la même manière qu’illustrée en . Dans ce cas, le système de récupération pourrait comprendre un deuxième échangeur de chaleur disposé dans le flux primaire, dans lequel le carburant peut circuler. Le deuxième module de récupération serait alors agencé comme décrit en référence à la .
A titre d’exemple, on peut disposer le premier échangeur de chaleur et le deuxième échangeur de chaleur en série dans le flux primaire, soit tous les deux montés sur le carter d’échappement comme décrit en référence à la , soit l’un d’eux monté sur le carter d’échappement comme décrit en référence à la et l’autre monté sur le carter d’échappement comme décrit en référence à la , soit l’un d’eux monté sur le carter d’échappement comme décrit en référence à la et supportant l’autre qui est disposé vers le module propulsif par rapport à l’un.
Bien que les exemples détaillés ci-dessus concernent des systèmes propulsifs de type « propulseur », il est également envisagé d’utiliser les systèmes de récupération d’énergie détaillés ici dans des systèmes propulsifs de type « tracteur », c’est-à-dire avec le module propulsif disposé avant la turbomachine (ou autre appareil l’entrainant) dans le sens d’écoulement de l’air autour de l’aéronef volant. Les dispositions détaillées ci-dessus pour l’échangeur de chaleur (ou les échangeurs de chaleur) par rapport au carter de sortie permettent de limiter l’encombrement du système propulsif en réduisant la température du gaz d’échappement rejeté par le système propulsif, et en récupérant de l’énergie utile pour l’opération du système propulsif ou pour l’aéronef, indépendamment de la position du module propulsif, et de l’existence du besoin de protéger les matériaux du module propulsif des températures excessives.
Dans cet exemple, les différentes zones 24 à 32 sont définies de préférence par des coordonnées horizontales (par exemple latitude et longitude) et par des coordonnées verticales en altitude. Dans certains cas, la position des zones 24 à 32 évolue avantageusement au cours du temps. Dans ces cas, les coordonnées précitées évoluent temporellement, définissant une zone quadridimensionnelle (ou 4D) d’évitement ou au contraire une zone quadridimensionnelle de passage souhaité ou contraint.
Les zones 24 à 32 définissent donc, dans le plan horizontal illustré sur la , des sections horizontales d'évitement ou au contraire, des sections horizontales de passage souhaité ou contraint. Elles définissent par ailleurs, dans le plan vertical illustré sur la , des sections verticales d'évitement ou au contraire, des sections verticales de passage souhaité ou contraint.
Le contexte avion peut comprendre des contraintes d’utilisation liées à des autorisations à partir (ou « dispatch ») et/ou des contraintes liées à un état particulier de l’aéronef en termes de défauts et/ou de pannes sur un ou plusieurs équipements de l’aéronef.
Par exemple, une autorisation à partir liée à certains défauts de l’aéronef peut imposer un niveau de vol maximal et/ou une vitesse maximale. Un défaut de rentrée du train d’atterrissage ou d’un volet peut également imposer une contrainte de consommation en carburant augmentée.
Le système de calcul de mission 10 est destiné à établir une trajectoire de l’aéronef pour effectuer l’étape 22 entre au moins un premier point géographique 18 d’origine et au moins un deuxième point géographique 20 de destination, en tenant compte des spécifications opérationnelles, et notamment du contexte de mission et du contexte avion, tout en suivant les routes aériennes existantes.
La trajectoire obtenue par l’intermédiaire du système de calcul de mission 10 inclut la route de l’aéronef en latitude et en longitude, avec un profil vertical de vol, défini par une ou plusieurs altitudes et des temps de passage. La route est donc déterminée en quatre dimensions.
Avantageusement, le système de calcul de mission 10 est en outre propre à établir des paramètres de plan de vol, notamment le poids et l’équilibre de l’aéronef, le carton de décollage et d’atterrissage (c’est-à-dire les données de vol pour le pilote relatives au guidage telles que les vitesses V1, V2, VR sur la piste, l’accélération au lâcher des freins, le régime moteur au décollage, et/ou l’assiette au décollage), le calcul des masses limites au décollage et à l’atterrissage, la météorologie à basse vitesse (c’est-à-dire en surface) et à grande vitesse (c’est-à-dire en route), les informations de contrôle aérien (service de diffusion ATIS pour « Automated Terminal Information Service », e-NOTAM pour « Notice to airmen » , fréquence de télécommunications, FIRS pour « Flight Information RegionS », centre de contrôle aérien), et/ou les terrains alternatifs disponibles à destination, et en cours de route.
En référence à la , le système de calcul de mission 10 comporte un moteur de calcul 40 et avantageusement, une interface utilisateur 42 de paramétrage et de restitution formant une platine de mission.
L’interface utilisateur 42 comporte par exemple au moins un afficheur 44, un gestionnaire 44A d’affichage sur l’afficheur 44 et au moins un organe 46 de sélection et de saisie d’information par l’utilisateur, qui peut être un clavier réel ou virtuel, une souris et/ou un système tactile.
L’interface utilisateur 42 est propre à autoriser l’utilisateur à saisir au moins une partie des spécifications opérationnelles, notamment les points géographiques 18, 20 d’origine et de destination, des points de passage, des horaires souhaités, des charges souhaitées, un vent maximum sur la trajectoire, etc.
Elle est propre avantageusement à permettre à l’utilisateur de définir au moins une partie du contexte de mission, en particulier les contraintes de navigation et de confort passager, et/ou de définir au moins une partie du contexte avion.
Un exemple d’interface 42 est décrit dans la demande de brevet français intitulée « Système de calcul de mission d’un aéronef, comportant une platine de mission et procédé associé » déposée sous le numéro 17 01234 par la Demanderesse.
Comme on le verra plus bas, le gestionnaire d’affichage 44A est propre à afficher sur l’afficheur 44, une représentation bidimensionnelle dans un plan horizontal ou vertical de l’environnement topographique dans lequel évolue l’aéronef, de la trajectoire calculée par le système de calcul 10 dans l’environnement topographique et, selon l’invention, un indicateur de niveau de risque de perte d’optimalité de la trajectoire réellement suivie par l’aéronef, associé à une modification de trajectoire par rapport à la trajectoire calculée.
La trajectoire réellement suivie par l’aéronef est celle que suit l’aéronef pendant le vol, en déviation par rapport à la trajectoire calculée, suite à une modification de trajectoire. Cette modification de trajectoire résulte par exemple d’une consigne du contrôle aérien, d’une modification volontaire effectuée par le pilote, liée par exemple à un phénomène météorologique ou à une procédure d’évitement.
Par « perte d’optimalité de la trajectoire réellement suivie par l’aéronef », on entend par exemple un allongement du temps de vol entre le point d’origine 18 et le point de destination 20 ou/et une augmentation de la consommation de carburant, par rapport à la trajectoire calculée qui représente un optimum en terme de temps de vol ou/et en terme de consommation.
Cet indicateur permet au pilote de définir quelle modification de trajectoire est susceptible de conduire à un risque de perte d’optimalité significative. Comme on le verra plus bas, la perte d’optimalité significative est par exemple un allongement du temps de vol supérieur à incrément de temps de calcul de courbes isochrones, et/ou une consommation de carburant supérieure à un incrément de quantité de carburant de calcul de courbes d’iso-consommation de carburant.
Le dimensionnement de la partie de centrage permet de simplifier la réalisation de l’assemblage.
La partie de centrage peut s’étendre en amont du moyeu du disque de soufflante et la partie d’engrenage peut s’étendre en aval du moyeu du disque de soufflante.
Alternativement, la partie de centrage peut s’étendre en aval du moyeu du disque de soufflante et la partie d’engrenage peut s’étendre en amont du moyeu du disque de soufflante.
Alternativement, la partie de centrage peut s’étendre en aval du moyeu du disque de soufflante et la partie d’engrenage s’étend en amont du moyeu du disque de soufflante.
La dimension longitudinale de la partie de centrage peut être comprise 1.1 fois et 4 fois la dimension longitudinale de la partie d’engrenage.
Le diamètre externe de la partie de centrage peut être égal au diamètre externe de la partie d’engrenage.
L’assemblage peut comprendre un organe de serrage apte à être monté sur l’arbre basse pression en amont de la virole radialement interne du disque de soufflante et venir longitudinalement en butée contre ladite virole radialement interne du disque de soufflante pour bloquer axialement le disque de soufflante par rapport à l’arbre basse pression.
L’assemblage peut comprendre un palier de guidage dans lequel est monté l’arbre basse pression. La virole radialement interne du disque de soufflante peut être longitudinalement en butée contre ledit palier de guidage.
Par exemple, le palier de guidage peut comprendre une bague interne montée serrée autour de l’arbre basse pression, ladite virole radialement interne du disque de soufflante étant en butée contre la bague interne du palier de guidage.
L’assemblage peut comprendre des moyens d’étanchéité, agencés en aval du moyeu du disque de soufflante, comprenant un flasque d’étanchéité et une cage d’étanchéité. Ledit flasque d’étanchéité peut comprendre une première partie d’extrémité formant un joint dynamique avec une partie correspondante de la virole radialement interne du disque de soufflante et une seconde partie d’extrémité formant une retenue d’une partie élastiquement déformable de la cage d’étanchéité laquelle est reliée à une bague externe du palier de guidage en rotation de l’arbre basse pression.
La virole radialement interne du disque de soufflante peut comprendre des léchettes d’abradable agencés sur sa surface radialement externe.
Le flasque d’étanchéité peut être agencé en amont de la cage d’étanchéité et la seconde partie d’extrémité du flasque d’étanchéité peut être agencée radialement à l’extérieur de la première partie d’extrémité du flasque d’étanchéité.
Le présent document concerne aussi une turbomachine comprenant un assemblage tel que précité.
Le module peut également subir des traitements pour ajouter une fonctionnalité, par exemple en usinant un alésage, ou pour supprimer des parties sacrificielles ayant par exemple servies de support lors de la fabrication par méthode additive.
En outre la réalisation en module permet de différencier les traitements entre la zone d’évaporation, la zone de condensation et la zone adiabatique.
Les modules sont par exemple réalisés en aluminium, cuivre, nickel, acier inoxydable, ou en alliages de deux ou plusieurs de ces métaux. Le choix du matériau utilisé dépend des conditions de fonctionnement attendues qui fixent notamment la résistance thermique, la compacité et la masse linéaire. Le choix du matériau utilisé dépend également des conditions opératoires, telles que la plage de température, la résistance mécanique. Le choix du matériau dépend également de la compatibilité avec le fluide utilisé dans le caloduc.
Le module selon l’invention peut être réalisé par les différentes méthodes de fabrication additive. Il peut être fabriqué par le procédé de fusion par lit de poudre dans lequel une zone d’une couche de matériau en poudre est fondue dans une zone donnée au moyen d’un faisceau laser ou d'un faisceau d'électrons. Puis une nouvelle couche de matériau en poudre est déposée, qui sera ensuite fondue dans une zone donnée. Ces étapes sont répétées jusqu’à ce que la pièce soit terminée.
Les couches ont une épaisseur comprise par exemple entre 20 μm et 100 μm, et les particules du matériau en poudre ont un diamètre compris par exemple entre 10 μm et 50 μm. Une épaisseur minimale de paroi de l’ordre de 0,4 mm peut être atteinte par ce procédé.
En variante, le module peut être fabriqué par dépôt de matériau et fusion ou DED (Direct Energy Deposition en terminologie anglo-saxonne). Un matériau est apporté sous forme de poudre ou de fil, celui-ci est fondu par une source à haute énergie. Le matériau est déposé sélectivement couche par couche sur un substrat, par exemple guidé par un bras robotisé multi-axes et ensuite fini par un usinage par commande numérique .fondre le matériau. L’énergie thermique est générée soit par laser, soit par un faisceau d'électrons, soit par un gaz ionisé. Le matériau est directement projeté dans la zone chauffée où il fond.
En variante, le module peut être fabriqué par le procédé dit de Jet de liant (Binder Jetting en terminologie anglo-saxonne) dans lequel des liants sont projetés sélectivement sur le lit de poudre, liant ces zones ensemble pour former une partie solide, une couche à la fois. Un post-traitement thermique, par exemple un frittage, a ensuite lieu pour éliminer le liant et créer une pièce entièrement métallique.
En variante, le module peut être fabriqué par extrusion de métal, dans lequel un filament ou une tige constitué d’un polymère et fortement chargé de poudre métallique est extrudé à travers une buse (comme dans le procédé FDM) pour former la partie « verte » qui est post-traitée, par exemple en réalisant une étape d'ébavurage et une étape de frittage, pour créer une pièce entièrement métallique.
En variante encore, le module peut être réalisé par fabrication additive ultrasonique. Pour cela des feuilles métalliques sont collées couche par couche à l’aide d’un soudage par ultrasons, puis formées à la forme souhaitée à l’aide d’un usinage à contrôle numérique.
La pièce est modélisée par CAO, cette modélisation est ensuite utilisée dans la machine de fabrication par méthode additive pour diriger le faisceau laser.
Un exemple de procédé de fabrication d’un caloduc va maintenant être décrit.
Les caractéristiques du caloduc à réaliser sont déterminées, par exemple ses dimensions, sa forme en fonction de l’environnement dans lequel il doit être implanté, le nombre de sources chaudes et de sources froides, leur plan d’intégration.
Le caloduc est ensuite « divisé » en modules : modules d’extrémités, modules d’intersection éventuellement, modules intermédiaires.
Chaque module est modélisé par CAO. Le modèle obtenu sert alors à commander la machine de fabrication additive.
Chaque module est ensuite fabriqué par fabrication additive.
Les modules subissent ensuite éventuellement un ou des traitements de rectification et/ou des traitements pour améliorer leur propriétés mécaniques et/ou vis-à-vis des performances du caloduc. La poudre restant dans les modules est éliminée. Des fonctionnalités peuvent être ajoutées aux modules, par exemple une vanne à au moins une des modules d’extrémité.
La composition peut également comprendre, en tant qu’ester gras, des esters et di-esters de sucres d’acides gras en C 6 -C 30 , tels que C 12 -C 2 2, On entend par « sucre » au sens de la divulgation, les composés hydrocarbonés oxygénés possédant plusieurs fonctions alcool, avec ou sans fonctions aldéhyde ou cétone, et ayant au moins 4 atomes de carbone. Ces sucres peuvent être des monosaccharides, oligosaccharides ou polysaccharides.
Comme sucres convenables, on inclut, à titre d’exemples non limitatifs, le saccharose, le glucose, le galactose, le ribose, le fucose, le maltose, le fructose, le mannose, l’arabinose, le xylose, le lactose, et leurs dérivés, par exemple alkylés, comme les dérivés méthylés, par exemple le méthylglucose.
Les esters selon au moins un mode de réalisation peuvent également être choisis parmi les mono-, di-, tri- et tétra-esters, polyesters ou leurs mélanges. Ces esters peuvent être par exemple oléate, laurate, palmitate, myristate, béhénate, cocoate, stéarate, linoléate, linolénate, caprate, les arachidonates, ou leurs mélanges tels que les esters mixtes oléo-palmitate, oléo-stéarate, palmito-stéarate.
Par exemple, les mono- et di-esters peuvent être utilisés, et tels que mono- ou di-oléate, stéarate, béhénate, oléopalmitate, linoléate, linolénate, oléostéarate, de saccharose, glucose ou méthylglucose. On peut citer de manière non limitative le produit vendu sous le nom GLUCATE ® DO par la société Amerchol, qui est un dioléate de méthylglucose.
A titre d’exemple d’esters ou de mélanges d’esters de sucre d’acide gras, on peut inclure : les produits vendus sous les noms CrodestaTM F160, F140, F110, F90, F70, SL40 par la société Croda, Inc, Edison, N.J., désignant respectivement les palmito-stéarates de saccharose formés de 73 % de monoester et 27 % de di- et tri-ester, de 61 % de monoester et 39 % de di-, tri- et tétra-ester, de 52 % de monoester et 48 % de di-, tri-, et tetra-ester, de 45 % de monoester et 55 % de di-, tri-, et tetra-ester, de 39 % de monoester et 61 % de di-, tri-, et tetra-ester, et le mono-laurate de saccharose ; les produits vendus sous le nom Ryoto Sugar Esters par exemple sous la référence B370 et correspondant au béhénate de saccharose formé de 20 % de monoester et 80 % de di-triester-polyester ; le mono-di-palmito-stéarate de saccharose commercialisé par la société Evonik sous le nom TEGOSOFT ® PSE.
Les silicones utilisables dans la composition de la présente divulgation incluent sans s’y limiter les silicones volatils ou non volatils, cycliques, linéaires ou ramifiés, modifiés ou non par des groupes organiques.
Les silicones utilisables selon la divulgation peuvent être sous la forme d’huiles, de cires, de résines ou de gommes. Dans certains modes de réalisation, un mélange d’alkyldiméthylsilyl polypropylsilsesquioxane C30-45, disponible sous forme de cire de résine C30 SW-8005 disponible auprès de DOW CORNING ® , et de paraffine et peut être inclus dans la base de colorant capillaire.
Dans certains modes de réalisation, le silicone est choisi parmi les polydialkylsiloxanes, tels que les polydiméthylsiloxanes (PDMS), et les polysiloxanes organo-modifiés ayant au moins un groupe fonctionnel choisi parmi les groupes poly(alcoxylés), les groupes amine et les groupes alcoxy.
Les organopolysiloxanes sont définis plus en détail dans l’ouvrage de Walter NOLL « Chemistry and Technology of Silicones » (1968), Academic Press. Ils peuvent être volatils ou non volatils.
Lorsqu’ils sont volatils, les silicones sont, par exemple, choisis parmi ceux dont le point d’ébullition est compris entre 60℃. et 260℃, et pour d’autres exemples, choisis parmi : les polydialkylsiloxanes cycliques ayant de 3 à 7, tels que de 4 à 5 atomes de silicium. Il peut s’agir par exemple de l’octaméthylcyclotétrasiloxane commercialisé sous le nom VOLATILE SILICONE ® 7207 par UNION CARBIDE ou SILBIONE ® 70045 V2 par RHODIA, du décaméthylcyclopentasiloxane commercialisé sous le nom VOLATILE SILICONE ® 7158 par UNION CARBIDE, et SILBIONE ® 70045 V5 par RHODIA, ou de leurs mélanges.
On peut également citer, de façon non limitative, les cyclocopolymères du type diméthylsiloxanes/méthylalkylsiloxanes, tels que SILICONE VOLATILE ® FZ 3109 commercialisée par la société UNION CARBIDE, de formule I :
On peut encore citer de manière non limitative les mélanges de polydialkylsiloxanes cycliques avec des composés organiques dérivés du silicium, tels que le mélange d’octaméthylcyclotétrasiloxane et de tétratriméthylsilylpentaérythritol (50/50) et le mélange d’octaméthylcyclotétrasiloxane et d’oxy-1,1’-(hexa-2,2,2’,2’,3,3’-triméthylsilyloxy) bis-néopentane.
D’autres silicones volatils convenables incluent les polydialkylsiloxanes volatils linéaires ayant 2 à 9 atomes de silicium et ayant une viscosité inférieure ou égale à 5 x 10 -6 m 2 /s à 25℃. A titre d’exemple, on peut citer le décaméthyltétrasiloxane, commercialisé sous le nom « Toray SH 200 Fluid « par la société DOW CORNING ® . Des silicones inclus dans cette classe sont également décrits dans l’article publié dans Cosmetics and Toiletries, Vol. 91, Jan. 76, p. 27-32--TODD BYERS « Volatile Silicone fluids for cosmetics ».
On peut encore citer, de façon non limitative, les polydialkylsiloxanes non volatils, les gommes et les résines de polydialkylsiloxanes, polyorganosiloxanes modifiés par les groupes organofonctionnels précités, ou leurs mélanges.
Ces silicones sont, par exemple, choisis parmi les polydialkylsiloxanes, tels que les polydiméthylsiloxanes à groupes terminaux triméthylsilyle. La viscosité des silicones est mesurée à 25℃ selon la norme ASTM 445 annexe C.
Selon une deuxième variante préférentielle de l’invention, l’élastomère diénique fortement saturé est un terpolymère, copolymère d’éthylène, d’un 1,3-diène de formule (I) et d’un 1,3-diène ayant 4 à 6 atomes de carbone, préférentiellement un copolymère d’éthylène, d’un 1,3-diène de formule (I) et de 1,3-butadiène. Selon la deuxième variante, le terpolymère contient préférentiellement au moins 1% en mole d’unités du 1,3-diène de formule (I). De préférence, le terpolymère contient au plus 20% en mole d’unités du 1,3-diène de formule (I). De manière plus préférentielle, le terpolymère contient au plus 10% en mole d’unités du 1,3-diène de formule (I).