INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans d’autres exemples, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir un carburant, qui est un mélange de SAF à % de SAF plus élevé que celui de tout autre réservoir de carburant 50, 53. Dans d’autres exemples, de multiples réservoirs de carburant d’une pluralité de réservoirs de carburant peuvent tous contenir un mélange de SAF ayant le même % de SAF, de sorte qu’il y ait de multiples premiers réservoirs de carburant 52 - n’importe lequel des premiers réservoirs de carburant peut donc être utilisé pour fournir du carburant pour au moins la majorité des opérations au sol ; on comprendra que l’exemple d’un seul premier réservoir de carburant 52 est décrit ici uniquement à titre d’exemple non limitatif. Un ou plusieurs deuxièmes réservoirs de carburant 50, 53 contiennent un ou plusieurs carburants ayant un % de SAF inférieur (éventuellement 0% de SAF) et sont utilisés pour d’autres opérations.
L’exemple représenté à la est généralement similaire à celui représenté à la , mais les différences sont décrites ci-dessous. (À la , une conduite de carburant interne est représentée - vers le plus grand réservoir 50 ; on comprendra qu’au moins une deuxième conduite de carburant vers le premier réservoir de carburant 52 serait généralement également prévue mais celle-ci n’est pas représentée pour plus de clarté - de manière similaire, aucune conduite de carburant de ce type n’est représentée à la pour plus de clarté, mais elle serait généralement présente.)
Dans les exemples actuellement décrits, l’aéronef 1 a une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53, et en particulier, au moins deux sources de carburant/réservoirs séparés 50, 52, et éventuellement plus. Chaque réservoir de carburant 50, 52 est agencé pour stocker un carburant à utiliser pour alimenter un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef. L’un des réservoirs de carburant 52 - appelé premier réservoir de carburant 52 - est agencé pour contenir uniquement un carburant, qui est un carburant d’aviation durable (SAF), ou pour contenir un mélange de carburants à % de SAF élevé. Dans certaines mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir uniquement le SAF ou le mélange à % de SAF élevé, et peut toujours être isolé de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53. Dans d’autres mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir initialement le SAF ou le mélange à % de SAF élevé, et pour être isolé fluidiquement de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53 lorsque ce carburant est utilisé (par exemple pour des opérations au sol), mais peut ensuite être relié fluidiquement à une ou plusieurs autres sources de carburant 50, 53 en vol (par exemple en ouvrant une ou plusieurs soupapes), et peut avoir un carburant différent provenant d’une source de carburant différente 50, 53 pompé dedans (par exemple pour servir de réservoir de compensation 52).
Le premier réservoir de carburant 52 de ces exemples est donc agencé pour contenir uniquement un carburant, qui est un carburant d’aviation durable (SAF), ou un mélange à % de SAF élevé, au moins pendant des opérations au sol. Dans une mise en œuvre dans laquelle le carburant est 100% SAF, le SAF dans ce réservoir 52 peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion 2 puisse fonctionner uniquement avec ce carburant (par exemple, pour des opérations au sol, en cas d’urgence en vol, ou si le règlement sur le carburant change de sorte que le vol avec 100% de SAF soit généralement autorisé), ou peut être adapté pour une utilisation dans un APU 44 uniquement et ne pas convenir à la combustion dans un moteur à turbine à gaz principal 10. Le réservoir de carburant 52 contenant le carburant d’aviation durable uniquement peut donc être agencé pour être utilisé pour alimenter l’aéronef 1 lorsque l’aéronef effectue des opérations au sol. Éventuellement, le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du SAF au moteur à turbine à gaz 10, mais éventuellement uniquement pendant des opérations au sol. En variante, le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du SAF au moteur à turbine à gaz 10 dans le cadre d’un mélange en vol, ou peut être agencé pour fournir du SAF uniquement à l’APU 44.
Dans les mises en œuvre dans lesquelles le carburant dans le(s) premier(s) réservoir(s) de carburant 52 n’est pas du SAF pur, une utilisation plus flexible peut être faite de ce carburant en vol même selon le règlement en vigueur au moment de la rédaction.
Le carter de soufflante 15 de la nacelle et la soufflante délimitent une zone « feu » dite « froide ». Cette zone « feu » froide est soumise lors du fonctionnement de la turbomachine en l’absence de feu à des températures inférieures à celles de la zone « feu » chaude.
Afin d’éviter d’endommager des structures vitales de l’aéronef lorsqu’une turbomachine prend feu, la réglementation actuelle exige la présence d’un dispositif d’extinction qui soit apte à éteindre un feu se déclarant dans n’importe laquelle des zones "feu" de la turbomachine.
Les dispositifs d’extinction actuels sont classiquement montés sous l’aile de l’aéronef, à proximité du pylône sur lequel la turbomachine est montée, ou directement sous le pylône, de sorte à être porté par le pylône ou par l’aile. Ces dispositifs d’extinction peuvent être constitués de bouteilles de gaz sous pression sphériques, qui résistent à la pression interne en limitant la masse de la bouteille : par exemple, il peut s’agir de bonbonnes réparties sous le pylône et contenant du Halon, qui est un agent gazeux à base de bromotrifluorométhane. La illustre un tel dispositif d’extinction comprenant des bouteilles de gaz sous pression sphériques 3’ montées sous l’aile 500 de l’aéronef, à proximité du pylône 600. Ces dispositifs d’extinction permettent d’asperger les zones feu en cas de déclenchement d’un feu dans l’une des zones feu, sur commande du pilote qui est informé du feu lorsque les capteurs d’incendie détectent un incendie dans la turbomachine.
Néanmoins, l’agent d’extinction est injecté par la partie supérieure de la nacelle, en une position qui peut être relativement éloignée du feu à éteindre. Ainsi, une grande quantité d’agent d’extinction doit être injectée pour parvenir à submerger la zone « feu » en vue d’éteindre le feu, ce qui génère des pertes importantes d’agent d’extinction. Cela entraîne un accroissement significatif du poids du dispositif d’extinction, et donc de la turbomachine. Des canalisations peuvent être mises en place pour acheminer l’agent d’extinction depuis les bonbonnes jusqu’à la ou les zones « feu » concernées par le feu, afin d’injecter l’agent d’extinction au plus près du feu. Néanmoins, ces canalisations sont complexes, pèsent lourd, et si l'on veut injecter au plus près dans la nacelle, la prolongation de ces lignes nécessite des raccordements supplémentaires lors du démontage et du remontage de la nacelle pour des raisons de maintenance de la turbomachine, ce qui engendre de la complexité et des risques pour la sécurité en cas de mauvais raccordement. En outre, les bonbonnes, intégrées sous l’aile ou sous le pylône, dégradent l’aérodynamisme de l’écoulement au niveau du pylône, ce qui diminue le rendement propulsif de la turbomachine.
Le document FR 3,041,936 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir d’agent d’extinction situé en amont du carter de soufflante de la nacelle. L’agent d’extinction peut être libéré par l’explosion d’une cartouche pyrotechnique, génératrice de gaz sous pression. Néanmoins, le dispositif d’extinction est alors situé loin de la zone « feu » dite « chaude » de la nacelle, et les extincteurs ne sont pas configurés pour y injecter l’agent d’extinction. Par conséquent, ce dispositif d’extinction ne permet pas d’éteindre efficacement un feu se déclenchant dans cette zone « feu » chaude. Eteindre un feu en zone « feu » chaude supposerait d’ajouter des canalisations complexes pour relier l’extincteur à la structure interne fixe de la nacelle. En outre, le dispositif d’extinction lui-même ne pourrait pas être déplacé au niveau de la structure interne fixe de la nacelle, car il présente une résistance limitée aux températures élevées, et ne supporterait pas les températures auxquelles est soumise la zone « feu » chaude de la nacelle.
Enfin, dans les dispositifs d’extinction existants, le flux d’agent d’extinction dans la zone « feu » présente en général de fortes hétérogénéités. Or, la réglementation actuelle exige une concentration d’extinction, c’est-à-dire une concentration en agent d’extinction obtenue simultanément en tout point de la zone « feu » pendant 0,5 secondes, supérieure à une valeur prédéterminée. Lorsque le flux d’agent d’extinction est hétérogène, certaines parties de la zone « feu » présentent une faible concentration en agent d’extinction alors que d’autres parties, par exemple les parties directement en aval du point d’injection, présentent une forte concentration en agent d’extinction. Les dispositifs existants doivent donc réaliser un débit d'agent d’extinction élevé pour parvenir à la concentration d’extinction dans la zone « feu » requise par la réglementation actuelle dans le temps requis, avec en conséquence une perte conséquente d’agent d’extinction. La quantité d’agent d’extinction utilisé pour éteindre un feu dans les dispositifs d’extinction existants est donc grande, ce qui augmente le coût et la masse du dispositif d’extinction, donc du turboréacteur.
Un objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone « feu » d’une turbomachine, avec une efficacité améliorée par rapport à l’art antérieur.
Un autre objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone « feu » d’une turbomachine, qui soit de conception simple et qui permette de réduire la quantité d’agent d’extinction nécessaire pour réaliser une extinction.
Toutefois, de l’HF et/ou de l’HCl résiduels peuvent être dissous dans le milieu réactionnel. Dans le cas de l’HCl les quantités sont très faibles car aux pressions et température de travail l’HCl est principalement sous forme gaz.
La composition obtenue à l’issue de l’étape de fluoration peut être stockée dans un récipient résistant à l’HF.
La composition obtenue à l’étape de fluoration peut comprendre HF (il s’agit en particulier du HF n’ayant pas réagi), le bis(fluorosulfonyl)imide, le solvant SO1 (tel que par exemple le dioxane), et éventuellement HCl, et/ou éventuellement des composés lourds.
Le procédé selon l’invention peut de préférence comprendre une étape de distillation de la solution obtenu après l’étape de fluoration.
Selon un mode de réalisation, l’étape de distillation permet de former et récupérer :
un premier flux F1 comprenant HF, éventuellement le solvant organique SO1 et/ou éventuellement HCl, de préférence en tête de colonne de distillation, ledit flux F1 étant gazeux ou liquide ; un second flux F2 comprenant le bis(fluorosulfonyl)imide, et éventuellement des composés lourds, de préférence en pied de colonne de distillation, ledit flux F2 étant de préférence liquide.
Lorsque le flux F2 comprend des composés lourds, celui-ci peut être soumis à une étape supplémentaire de distillation dans une seconde colonne de distillation, pour former et récupérer :
un flux F2-1 comprenant le bis(fluorosulfonyl)imide exempt de composés lourds, de préférence en tête de colonne de distillation, ledit flux F2-1 étant de préférence liquide, un flux F2-2 comprenant les composés lourds et le bis(fluorosulfonyl)imide, de préférence en pied de colonne de distillation, ledit flux F2-2 contenant moins de 10% en poids du bis(fluorosulfonyl)imide contenu dans la composition obtenue après l’étape de fluoration, de préférence moins de 7% en poids, et préférentiellement moins de 5% en poids, ledit flux F2-2 étant de préférence liquide.
Selon un mode de réalisation, l’étape de distillation de la composition obtenue à l’étape de fluoration permet de former et récupérer, grâce à l’utilisation de deux colonnes de distillation :
un premier flux F1 comprenant HF, éventuellement le solvant organique SO1 et/ou éventuellement HCl en tête de la première colonne de distillation, ledit flux F1 étant gazeux ou liquide ; un second flux F2 comprenant le bis(fluorosulfonyl)imide, et éventuellement des composés lourds en pied de la première colonne de distillation, ledit flux F2 étant de préférence liquide ; ledit flux F2 étant soumis à une étape de distillation dans une seconde colonne de distillation, pour former et récupérer : un flux F2-1 comprenant le bis(fluorosulfonyl)imide exempt de composés lourds en tête de la deuxième colonne de distillation, ledit flux F2-1 étant de préférence liquide, un flux F2-2 comprenant les composés lourds et le bis(fluorosulfonyl)imide, en pied de la deuxième colonne de distillation, ledit flux F2-2 contenant moins de 10% en poids du bis(fluorosulfonyl)imide contenu dans la composition obtenue à l’étape de fluoration, de préférence moins de 7% en poids, et préférentiellement moins de 5% en poids, ledit flux F2-2 étant de préférence liquide.
Dans le cadre de l’invention, on entend par « composés lourds », des composés organiques ayant un point d’ébullition supérieur à celui du bis(fluorosulfonyl)imide. Ils peuvent résulter de réactions de coupure du composé de formule (II) conduisant par exemple à des composés tels que FSO 2 NH 2 , et/ou de réactions de dégradation de solvants conduisant à la formation d’oligomères.
Selon un mode de réalisation, l’étape de distillation de la composition obtenue à l’étape de fluoration permet de former et récupérer :
un premier flux F’1 comprenant HF, éventuellement le solvant organique SO1 et/ou éventuellement HCl, de préférence en tête de colonne de distillation, ledit flux F’1 étant gazeux ou liquide ; un second flux F’2 comprenant le bis(fluorosulfonyl)imide, de préférence récupéré par soutirage latéral, ledit flux F’2 étant de préférence liquide ; un troisième flux F’3 comprenant des lourds et le bis(fluorosulfonyl)imide de préférence en pied de colonne de distillation, ledit flux F’3 contenant moins de 10% en poids du bis(fluorosulfonyl)imide contenu dans la composition obtenue à l’étape de fluoration, de préférence moins de 7% en poids, et préférentiellement moins de 5% en poids, ledit flux F’3 étant de préférence liquide.
Pour effectuer le soutirage latéral, la colonne de distillation peut contenir au moins un plateau.
L’étape de distillation peut être effectuée à une pression allant de 0 à 5 bar abs, de préférence de 0 à 3 bar abs, préférentiellement de 0 à 2 bar abs, et avantageusement de 0 à 1 bar abs.
L’étape de distillation peut être effectuée :
La , déjà commentée, est une vue éclatée d’une nacelle et d’un système propulsif d’un aéronef selon l’art antérieur.
La , déjà commentée, est une vue de côté d’une nacelle et d’un système propulsif d’un aéronef selon l’art antérieur.
La est une vue de côté schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention comprenant deux couples de deux extincteurs adaptés pour être activés par fibre optique, et d’un système propulsif.
La est une vue de côté schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention comprenant deux couples de deux extincteurs adaptés pour être activés par communication sans fil, et d’un système propulsif.
La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, adapté pour être activé par une source d’énergie locale.
La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, adapté pour être activé par une source d’énergie de l’avion.
La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, monté sur une face interne d’une structure interne fixe de la nacelle.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Un ensemble pour un système propulsif 2 d’aéronef est illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 3 à 6. L’ensemble comprend : - une nacelle 1 s’étendant autour d’un axe longitudinal et adaptée pour être disposée autour du système propulsif 2, ladite nacelle 1 comprenant une face interne 12 adaptée pour délimiter avec une face externe du système propulsif 2 une zone feu 100, 200 ; - un extincteur 3 conçu pour éteindre un feu dans la zone feu 100, 200, l’extincteur 3 comprenant un réservoir adapté pour contenir un agent d’extinction, et une buse 36 de pulvérisation configurée pour expulser l’agent d’extinction hors du réservoir et dans la zone feu 100, 200 ; - un dispositif d’activation 81 de l’extincteur 3 ; - une unité de contrôle adaptée pour transmettre un ordre de contrôle au dispositif d’activation 81, le dispositif d’activation 81 étant adapté pour recevoir l’ordre de contrôle transmis par l’unité de contrôle et pour transmettre un ordre d’activation à l’extincteur 3 en réponse à la réception de l’ordre de contrôle, ledit ordre d’activation étant adapté pour activer l’extincteur 3 de sorte à entraîner l’expulsion de l’agent d’extinction par la buse 36.
L’ensemble est caractérisé en ce que l’extincteur 3 est monté sur la nacelle 1, et en ce qu’il comprend en outre l’un au moins des éléments de transmission de l’ordre de contrôle de l’unité de contrôle au dispositif d’activation 81 suivants : - un moyen de communication sans fil entre l’unité de contrôle et le dispositif d’activation 81 ; - un câble raccordant l’unité de contrôle et le dispositif d’activation 81, et un système de détection d’un état débranché dudit câble.
Le système propulsif peut être une turbomachine, par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur, ou peut être un moteur hybride ou électrique.
Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au système propulsif, en particulier par rapport au sens d'écoulement normal du gaz à travers la turbomachine. L’axe longitudinal selon lequel s’étend principalement la nacelle 1 correspond à un axe du système propulsif, en particulier à un axe de rotation de la soufflante de la turbomachine. Un axe radial est un axe perpendiculaire à l’axe longitudinal et passant par lui. Un axe transversal est un axe perpendiculaire à l'axe longitudinal et ne passant pas par lui. Une direction longitudinale, respectivement une direction radiale et transversale, correspond à la direction de l'axe longitudinal, respectivement de l’axe radial et transversal.
Lorsque le système propulsif est une turbomachine, la turbomachine peut être par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur.
Dans un premier cas de figure, qui est compatible du premier mode de réalisation ou du deuxième mode de réalisation, l’ordre d’activation transmis par le dispositif d’activation 81 à l’extincteur 3 peut comprendre une onde présentant une énergie supérieure ou égale à une énergie d’activation de l’extincteur 3. L’énergie d’activation de l’extincteur 3 est alors fournie par l’avion, en particulier par le réseau électrique de l’avion. L’ordre d’activation émis par le dispositif d’activation 81 est alors un signal de forte énergie, c’est-à-dire que le signal correspondant à l’ordre d’activation est suffisamment énergétique pour allumer directement l’extincteur 3 à distance, sans qu’une source d’énergie locale 85 soit nécessaire, ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en . Le cas échéant, l’ordre de contrôle émis par l’unité de contrôle peut également comprendre une onde présentant une énergie supérieure ou égale à une énergie d’activation de l’extincteur 3. Le dispositif d’activation 81 peut redistribuer la puissance de l’ordre de contrôle vers chaque ou vers une sélection d’extincteur(s) 3 séparément.
Dans un deuxième cas de figure, qui est compatible du premier mode de réalisation ou du deuxième mode de réalisation, l’ordre d’activation transmis par le dispositif d’activation 81 à l’extincteur 3 peut comprendre une onde présentant une énergie strictement inférieure à une énergie d’activation de l’extincteur 3. L’ordre d’activation émis par le dispositif d’activation 81 est alors un signal de faible énergie. Dans le cas d’un moyen de communication sans fil, ledit moyen de communication sans fil est alors de faible puissance, donc peu énergétique. Le cas échéant, l’ordre de contrôle émis par l’unité de contrôle peut également comprendre une onde présentant une énergie strictement inférieure à une énergie d’activation de l’extincteur 3.
Dans le deuxième cas de figure, le dispositif d’activation 81, le cas échéant intégré dans l’extincteur 3, comprend alors une source d’énergie locale 85 adaptée pour activer l’extincteur 3 en réponse à la réception de l’ordre d’activation, ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en . L’ordre d’activation est transmis depuis l’émetteur 83 du dispositif d’activation 81 à la source d’énergie locale 85. Ladite source d’énergie locale 85 est adaptée pour générer, en réponse à la réception de l’ordre d’activation, une onde présentant une énergie supérieure ou égale à l’énergie d’activation de l’extincteur 3. La source d’énergie locale 85 est adaptée pour transmettre cette onde, c’est-à-dire pour fournir l’énergie d’activation, à l’extincteur 3, en particulier au générateur de gaz 34 de l’extincteur 3, c’est-à-dire pour apporter la puissance nécessaire à la mise à feu du générateur de gaz 34. L’énergie d’activation de l’extincteur 3 est donc fournie par la source d’énergie locale 85.
La source d’énergie locale 85 peut être située au voisinage de ou dans l'extincteur 3. La source d’énergie locale 85 peut être un dispositif de récupération d’énergie. La source d’énergie locale 85 peut comprendre l’une au moins des sources suivantes : une batterie, un accumulateur, un condensateur, un système de récupération de vibrations du système propulsif 2 tel qu’un générateur par éléments piézoélectriques, un générateur d’énergie thermoélectrique (TEG). Le générateur d’énergie thermoélectrique est adapté pour générer de l’énergie électrique à partir des gradients thermiques naturellement présents dans la zone où est montée la source d’énergie locale 85. Ainsi, la source d’énergie locale 85 est complètement autonome. La présence de la source d’énergie locale 85 permet de démonter et remonter la nacelle 1 sans avoir à rebrancher le dispositif d’activation 81 lorsqu’il est monté sur la nacelle 1, ni à utiliser une énergie provenant de l’avion.
L’ensemble peut comprendre en outre un dispositif de stockage d’énergie adapté pour stocker une énergie recueillie par la source d’énergie locale 85. Le dispositif de stockage d’énergie peut être une batterie, un super condensateur, etc. Le dispositif de stockage d’énergie est adapté pour stocker une énergie supérieure ou égale à l’énergie d’activation de l’extincteur 3. Ainsi, la libération de l’énergie par le dispositif de stockage d’énergie entraîne l’activation de l’extincteur 3. La présence du dispositif de stockage d’énergie, couplé avec la source d’énergie locale 85, permet d’accroître la disponibilité de l'énergie.