INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant agencés pour être utilisés pour alimenter une opération au sol de l’aéronef ; et
Les systèmes de liaison inférieurs 78 reliant le meuble système 52 et la structure du fuselage 34 peuvent être identiques à ceux de l’art antérieur.
Au niveau de la face arrière F52’, le meuble système 52 peut être directement relié aux cadres 38 de la structure du fuselage. Le meuble système 52 étant espacé des cadres 38 de la structure du fuselage à l’aplomb de sa face avant F52, la structure du fuselage 34 comprend une poutre longitudinale 98 (parallèle à l’axe longitudinal X) solidaire des cadres 38 et positionnée approximativement à l’aplomb des premiers montants 60 du meuble système 52. Selon une configuration visible sur la , la poutre longitudinale 98 présente une semelle supérieure 98.1 sur laquelle repose le meuble système 52, notamment ses premiers montants 60, ainsi qu’une âme 98.2.
Selon un mode de réalisation, l’aéronef comprend un système de liaison inférieur 78 pour chaque premier montant 60, qui comprend une troisième cornière 100 (visible sur les figures 8 à 11). Cette troisième cornière 100 comprend une première aile 100.1 plaquée contre la première face F60 du premier montant 60 et reliée à ce dernier par au moins une fixation 102 ainsi qu’une deuxième aile 100.2 plaquée contre la semelle supérieure 98.1 de la poutre longitudinale 98 et reliée à cette dernière par au moins une fixation 104. Pour renforcer ses caractéristiques mécaniques, la troisième cornière 100 présente au moins une nervure 106, notamment un réseau de nervures.
Pour améliorer la transmission des efforts entre chaque premier montant 60 et la poutre longitudinale 98, chaque système de liaison inférieur 78 positionné au droit d’un premier montant 60 comprend une quatrième cornière 108, positionnée au droit de la troisième cornière 100, qui présente une première aile 108.1 plaquée contre l’âme 98.2 de la poutre longitudinale 98 et reliée à cette dernière par au moins une fixation 110 ainsi qu’une deuxième aile 108.2 plaquée contre la semelle 98.1 de la poutre longitudinale 98, plus particulièrement contre sa face inférieure, et reliée à cette dernière par au moins une fixation. Selon un agencement, les deuxièmes ailes 100.2, 108.2 des troisième et quatrième cornières 100, 108 ainsi que la semelle 98.1 de la poutre longitudinale 98 sont reliées par les mêmes fixations 104.
Pour améliorer ses caractéristiques mécaniques, cette quatrième cornière 108 comprend au moins une nervure 112 reliant les première et deuxième ailes 108.1, 108.2.
Selon un mode de réalisation visible sur les figures 8 et 9, les troisièmes cornières 100, reliant les premiers montants 60 du meuble système 52 à la structure du fuselage 34, sont solidaires du premier renfort longitudinal inférieur 72. Selon une configuration, le premier renfort longitudinal inférieur 72 et les troisièmes cornières 100 ne forment qu’une unique et même pièce. Le premier renfort longitudinal inférieur 72, les troisièmes cornières 100 et la plate-forme inférieure 58 du meuble système 52 peuvent ne former qu’une unique et même pièce.
Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ces modes de réalisation pour la plate-forme inférieure 58 et les systèmes de liaison inférieurs 78.
LEVRE D’ENTREE D’AIR POUR UNE NACELLE D’UN ENSEMBLE PROPULSIF D’AERONEF Domaine technique de l'invention L’invention se rapporte au domaine des ensembles propulsifs, par exemple d’aéronef, et plus particulièrement, à une lèvre d’entrée d’air pour une nacelle d’un tel ensemble propulsif.
Arrière-plan technique Un ensemble propulsif 1, en particulier d’un aéronef, comprend un moteur du type turbomachine 2 qui est entouré par une nacelle 3 ( ). Dans le cas où la turbomachine 2 est un turboréacteur à double flux, le flux d’air qui passe dans une manche d’entrée d’air 4 traverse un aubage d’une soufflante 32 puis se divise en un flux d’air primaire F1 qui pénètre dans une partie chaude de la turbomachine 2 et en un flux d’air secondaire F2 qui s’écoule dans une partie froide de la turbomachine 2.
La nacelle 3 comprend la manche d’entrée d’air 4, une structure médiane 34 et une structure aval 36 toutes reliées entre elles de manière à former une veine d’écoulement d’un flux d’air 38. Cette veine 38 forme une entrée d’un flux d’air F à l’intérieur de la nacelle 3. Après passage du flux d’entrée d’air F dans la soufflante 32, il se divise en flux primaire F1 et flux secondaire F2 dans la turbomachine 2.
La manche d’entrée 4 comprend une lèvre d’entrée d’air 40 agencée pour permettre la captation optimale de l’air nécessaire à l’alimentation du moteur, et ce, sur l’ensemble de sa plage de fonctionnement, tout en minimisant pertes et trainée.
De manière classique, la lèvre est annulaire et comprend une paroi annulaire interne 44, une paroi annulaire externe 42 et une paroi annulaire amont 46 reliant les parois interne et externe entre elles, de façon à délimiter entre elles une cavité annulaire 400.
La lèvre d’entrée d’air est connue pour être un point de l’ensemble propulsif favorisant l’accrétion de glace ou de givre. La glace se formant sur la lèvre d’entrée peut atteindre une taille élevée avant de se décrocher, avec le risque, lorsqu’elle finit par se désolidariser de la lèvre d’entrée, d’endommager les aubes de soufflante qu’elle percute ou une autre pièce de la turbomachine qui l’ingère. L’amas de glace ou de givre peut également s’accumuler de manière inégale sur la lèvre d’entrée et entraîner ainsi des vibrations indésirables de l’ensemble propulsif.
Afin de pallier ce problème, il a été proposé d’implanter un dispositif de dégivrage (ou d’antigivrage) dont le but est de faire en sorte que la glace ou le givre sur les parois de la lèvre de la manche d’entrée soit dégagé(e) avant d’atteindre une taille critique. En référence à la , un tel dispositif de dégivrage 5 connu, présenté notamment dans le document FR-A1-3 095 420, comporte un tube circulaire 50 dans la cavité 400 de la lèvre 40 qui fait le tour de la nacelle et qui alimente en air chaud prélevé sur la turbomachine, la cavité annulaire 400 afin de réchauffer les parois de la lèvre. La circulation d’air chaud en contact avec la lèvre permet de réchauffer les parois de la lèvre pour dégivrer ou éviter au givre de se former sur la lèvre d’entrée d’air.
Par ailleurs pour réduire les émissions acoustiques de l’ensemble propulsif, on garnit certaines parois intérieures de la nacelle avec des panneaux acoustiques 7 de type sandwich. Ce panneau acoustique 7 comporte une âme centrale présentant des cellules acoustiques 72 en forme de nid d'abeilles. Les cellules acoustiques peuvent être recouvertes par une peau arrière étanche, et par une peau avant tournée vers la source sonore, qui est perforée ou poreuse. Sur la , les cellules acoustiques 72 sont situées entre une peau annulaire externe 74 et une partie de la paroi interne 44 de la lèvre qui est perforée de trous 444.
Les cellules acoustiques ouvertes constituent alors un dispositif du type résonateur de Helmholtz, qui contribue à fortement réduire les émissions acoustiques.
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique recouvre la totalité ou au moins une partie d’une surface amont et/ou d’une surface aval de la paroi annulaire amont de la lèvre,
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique recouvre la totalité ou au moins une partie d’une surface amont et/ou d’une surface aval de la paroi annulaire aval de la lèvre,
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique recouvre la totalité ou au moins une partie d’une surface externe et/ou d’une surface interne de ladite au moins une peau annulaire du panneau acoustique,
-- la totalité ou au moins une partie des cellules acoustiques est revêtue dudit au moins un revêtement de transfert thermique.
L’invention concerne aussi une manche d’entrée d’air pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef, cette manche comportant une lèvre annulaire d’entrée d’air telle que décrite ci-dessus.
L’invention concerne encore un ensemble propulsif, en particulier d’un aéronef, comportant une nacelle équipée d’une lèvre d’entrée d’air telle que décrite ci-dessus ou d’une manche d’entrée d’air lèvre telle que décrite ci-dessus.
La présente invention concerne également un aéronef comprenant un fuselage, au moins une aile de sustentation et au moins un ensemble propulsif fixé au fuselage ou monté sous l’aile de sustentation.
L’ensemble propulsif comporte une nacelle équipée d’une lèvre d’entrée d’air telle que décrite ci-dessus ou d’une manche d’entrée d’air telle que décrite ci-dessus.
La présente invention concerne également un procédé de fabrication d’une lèvre d’entrée d’air selon l’une des particularités de l’invention. Le procédé comprend les étapes consistant à : - réaliser une lèvre annulaire formée de tout ou partie d’au moins une des parois annulaires externe, interne et amont, - appliquer au moins un revêtement de transfert thermique dans la lèvre.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
-- ledit revêtement de transfert thermique peut être appliqué par colmatage d’anodisation, par traitement de surface en bain, par pistolet ou par application de revêtement dopé ;
-- le procédé selon l’invention comprend en outre les étapes consistant à : - réaliser au moins un panneau acoustique comprenant des cellules acoustiques, - assembler ledit au moins un panneau acoustique avec la lèvre annulaire formée, de façon à ce que les cellules acoustiques débouchent dans des trous perforés de la paroi annulaire interne de la lèvre ;
-- le procédé comprend une application dudit revêtement de transfert thermique sur la totalité ou au moins une partie d’au moins une des parois annulaires de la lèvre ;
-- le procédé comprend une application dudit revêtement de transfert thermique sur au moins une partie des cellules acoustiques et/ou sur au moins une partie d’au moins une peau annulaire qui enveloppe lesdites cellules acoustiques.
La est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble propulsif d’aéronef,
Selon un autre mode de réalisation, chaque unité de commande 3a, 3b comportant le limiteur de couple magnétique 7 peut être intégrée à un actionneur 4a, 4b correspondant.
De plus, l’unité de commande 3a, 3b comporte une interface de réception d’un outil de commande permettant, au moyen de l’outil de commande, de transmettre manuellement un couple au limiteur de couple magnétique 7. L’interface de réception peut comprendre un logement 8 adapté à coopérer avec un outil de commande.
L’outil de commande est, par exemple, une visseuse pneumatique, et peut ainsi être adaptée de façon à coopérer avec un embout de visseuse.
Le limiteur de couple magnétique 7 comporte une pièce menante et une pièce menée indépendantes, qui s’étendent coaxialement et autour d’un arbre central 11 s’étendant selon un axe Y.
Dans le mode de réalisation illustré à la , la pièce menante et la pièce menée sont formées par deux arbres successifs, un arbre menant 9 et un arbre mené 10.
L’arbre central 11, destiné à être connecté directement ou indirectement à l’actionneur 4a, 4b, est fixé en rotation à la pièce menée 10.
Par fixé en rotation, on entend que, lorsque la pièce menée 9 tourne, celle-ci entraîne l’arbre central 11 en rotation.
Dans l’exemple illustré, l’arbre central 11 est fixé en rotation sur la pièce menée au moyen de cannelures complémentaires 12, 13 disposées, respectivement, sur l’arbre central 11 et l’arbre mené 10.
Une première série d’aimants 14 s’étend autour de la pièce menante et une deuxième série d’aimants 15 s’étend autour de la pièce menée. Les première et deuxième séries d’aimants 14, 15 s’étendent au niveau des extrémités de la pièce menante et de la pièce menée disposées en vis-à-vis.
Les arbres menant et mené 9, 10 sont accouplés au moyen des première et deuxième séries d’aimants 14, 15 disposées en vis-à-vis. La transmission d’un couple de l’arbre menant vers l’arbre mené est effectuée sans contact, grâce aux aimants.
Dans l’exemple illustré à la , un arrangement dit « axial » des première et deuxième séries d’aimants 14, 15 est représenté. Les première et deuxième séries d’aimants 14, 15 sont disposées axialement l’une par rapport à l’autre considérant l’axe Y passant par l’arbre central 11.
Les faces disposées en vis-à-vis des première et deuxième séries d’aimants 14, 15 s’étendant radialement par rapport à l’arbre central 11.
A la , on peut voir l’arrangement concentrique des aimants de la première série d’aimants 14 autour de l’axe Y de l’arbre central dont les faces disposées en vis-à-vis de la deuxième série d’aimants 15 forment un enchaînement de pôle nord et sud.
Comme cela est représenté, les première et deuxième séries d’aimants 14, 15 peuvent être chacune maintenue par un barillet, respectivement 16 et 17.
L’arrangement axial permet de former une structure d’aimantation de faible épaisseur et d’obtenir un limiteur de couple à partir de deux arbres menant et mené 9, 10 indépendants.
Dans un second mode de réalisation illustré à la , un arrangement dit « radial », la pièce menante est un arbre 18 et la pièce menée est un alésage 19. L’arbre 18 est monté dans l’alésage 19.
(ii) un itinéraire prévu.
Le procédé peut en outre comprendre la réception de conditions météorologiques prévues pour un itinéraire prévu de l’aéronef défini dans le profil de vol, et les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer le programme de ravitaillement.
La détermination du programme de ravitaillement peut comprendre la détermination de la quantité de carburant d’aviation durable - SAF - disponible pour l’aéronef, et/ou des réservoirs contenant un SAF ou un mélange à % de SAF élevé, et de préférence la programmation de l’utilisation d’un SAF (seul ou dans le cadre d’un mélange) pour des opérations au sol de l’aéronef.
La détermination du programme de ravitaillement peut comprendre la détermination d’un pouvoir calorifique de chaque carburant à bord de l’aéronef, et de préférence la programmation de l’utilisation d’un carburant à pouvoir calorifique inférieur pour des périodes de demande de poussée inférieure.
Le procédé peut en outre comprendre la commande de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement conformément au programme de ravitaillement.
Les étapes d’obtention et de détermination peuvent être réalisées en atelier. Le procédé peut en outre comprendre la fourniture du programme de ravitaillement à l’aéronef avant l’étape de commande.
Selon un vingt-cinquième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend :
une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel au moins deux des réservoirs de carburant contiennent des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes ; et
un module de détermination de programme de ravitaillement agencé pour :
obtenir un profil de vol pour un vol de l’aéronef ; et
déterminer un programme de ravitaillement pour le vol sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant, le programme de ravitaillement régissant la variation dans le temps de la quantité de carburant aspirée de chaque réservoir pendant le vol.
Les caractéristiques de carburant du carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus pour le vingt-quatrième aspect.
Le module de détermination de programme de ravitaillement peut être agencé pour déterminer le programme de ravitaillement en utilisant des informations du profil de vol comprenant au moins l’une parmi :
La lèvre d’entrée d’air selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- qu’au moins une partie de la paroi annulaire externe et/ou de la paroi annulaire interne comprend ledit au moins un revêtement de transfert thermique ;
- la lèvre comprend en outre au moins un panneau annulaire acoustique qui est situé dans ladite cavité et qui s’étend autour de la paroi interne, cette paroi interne étant perforée et comportant des trous débouchant dans des cellules acoustiques du panneau acoustique ;
- le panneau acoustique comprend au moins une peau annulaire qui enveloppe les cellules acoustiques, dans lequel au moins une partie de ladite au moins une peau et/ou au moins une partie des cellules acoustiques comprenant ledit au moins un revêtement de transfert thermique ;
- la peau annulaire comprend une extrémité amont qui est fixée à au moins l’une des parois annulaires interne et amont ; au moins une partie de ladite extrémité amont et/ou au moins une partie dudit au moins l’une des parois annulaires interne et amont comprend ledit au moins un revêtement de transfert thermique ;
- les parois annulaires externe et interne de la lèvre sont également reliées entre elles par une paroi annulaire aval, et dans laquelle la peau annulaire comprend une extrémité aval qui est fixée à la paroi annulaire aval ; au moins une partie de cette paroi annulaire aval et/ou au moins une partie de l’extrémité aval comprenant ledit revêtement de transfert thermique ;
- la lèvre comprend au moins une première zone en regard du panneau acoustique et/ou au moins des seconde et troisième zones adjacentes au panneau acoustique, dans laquelle ledit au moins un revêtement annulaire de transfert thermique recouvre au moins une desdites zones ;
- le panneau acoustique est réalisé dans un alliage métallique, en composite ou en thermoplastique ;
- le matériau en carbone allotrope est du graphène ;
- ledit au moins un revêtement de transfert thermique présente une épaisseur inférieure à 40μm, par exemple l’épaisseur est comprise entre1,0μm et 40μm ;
- la lèvre comprend un dispositif de dégivrage qui est de type pneumatique ou électrique et qui est au moins en partie logé dans ladite cavité ;
- le dispositif de dégivrage pneumatique est configurée pour émettre un flux d’air chaud, ladite paroi annulaire interne comportant des orifices traversant qui sont répartis autour dudit axe X et qui sont configurés pour laisser passer ledit flux d’air chaud à l’extérieur de ladite cavité ;
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique est annulaire,
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique est formé de plusieurs secteurs raccordés circonférentiellement (par rapport à l’axe X) bout à bout,
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique recouvre la totalité ou au moins une partie d’une surface externe et/ou d’une surface interne de la paroi annulaire interne de la lèvre,
-- ledit au moins un revêtement de transfert thermique recouvre la totalité ou au moins une partie d’une surface externe et/ou d’une surface interne de la paroi annulaire externe de la lèvre,
Un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs agencés pour contenir un carburant d’aviation durable peut être un réservoir de compensation de l’aéronef. Le carburant d’aviation durable dans le premier réservoir de carburant peut être agencé pour être (au moins sensiblement) épuisé lors de l’exécution des opérations au sol de sorte que le premier réservoir de carburant soit au moins sensiblement vide et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol.
Selon un quatorzième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant :
l’agencement d’au moins deux réservoirs de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker chacun un carburant différent, dans lequel un ou plusieurs réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant sont agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable ; et
la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à n’utiliser que le carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol.
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour effectuer la commande de l’alimentation en carburant sur la base des informations stockées.
Selon un quinzième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend :
un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - comprenant un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; et
un ou plusieurs réservoirs de carburant agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable ;
et dans lequel tout le carburant utilisé par l’APU est le carburant d’aviation durable.
Selon un seizième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend :
Ce type de panneaux acoustiques est disposé notamment sur les parois internes de la veine annulaire secondaire d'air froid, dans le cas d'un turboréacteur à double flux, ainsi que sur la paroi interne de la lèvre d’entrée d’air. Ces panneaux viennent notamment former la ou les pièce(s) acoustique(s) formant tout ou partie de la virole acoustique de l’entrée d’air, lesquels sont disposés dans la cavité annulaire de la lèvre.
Cependant, la mise en place de cellules acoustiques dans la cavité annulaire de la lèvre isole certaines zones de paroi de la lèvre (par exemple, une zone de paroi Z1 de la lèvre en regard du panneau acoustique), ce qui peut empêcher de réchauffer cette zone de paroi sur laquelle il peut y avoir un risque d’accumulation de givre.
Afin de pallier ce second problème, plusieurs systèmes sont envisagés, tels que : - le dégivrage par canaux, présenté notamment dans le document FR-A1-2 981 049, qui propose une alternance de cellules acoustiques et de canaux dans lesquels circule un fluide permettant de chauffer la zone de paroi isolée par le panneau acoustique ; - le dégivrage « transpirant », présenté notamment dans le document FR-A1-3 023 538, qui propose une sortie (telle que des orifices 440 et/ou des trous 444 sur la paroi interne 44 de la lèvre 40) du flux d’air chaud F3 dans la veine secondaire 38 afin de réchauffer la surface de la paroi 44 par l’extérieur au-dessus de laquelle se trouvent les cellules acoustiques 72 (figures 2 et 3) ; - le dégivrage par ventilation des cellules acoustiques, présenté notamment dans le document FR-A1-2 752 392, dans lequel les cellules acoustiques comportent chacune des trous de circulation d’air avec ou sans sortie de l’air dans la veine secondaire.
Cependant, le système de dégivrage par canaux peut présenter plusieurs inconvénients, tels que : - la perte de l’efficacité acoustique du fait de la présence de canaux de circulation entre les cellules acoustiques, - la difficulté d’assemblage (concordance entre les canaux, le positionnement du perçage acoustique, le passage des canaux entre les cellules, etc.), et - la mise en place d’un système d’alimentation des canaux peut être plus encombrant et plus coûteux.
Les limites du système de dégivrage transpirant peuvent être : - la zone acoustique est limitée entre le point de séparation du flux d’air en amont de la zone acoustique et le cadre avant, et - le rejet d’air chaud F3 dans le flux d’air moteur (en particulier dans la veine secondaire 38 d’air froid, tel qu’illustré sur la ) qui risque d’impacter le fonctionnement nominal du moteur et de ces composants.
L’inconvénient du système de dégivrage par ventilation des cellules acoustiques, est que la circulation d’air dans les cellules peut ne pas être efficace sur la totalité du panneau acoustique, notamment par la présence de zones confinées.
Dans ces différents contextes, il est intéressant de proposer une solution permettant de pallier les inconvénients de l’art antérieur, notamment en améliorant la conduction thermique d’une lèvre d’entrée d’air, afin de diminuer l’énergie nécessaire pour son dégivrage.