INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Pour cela, le procédé 100 selon l’invention comprend, lorsque la valeur du taux tunnel est telle que avec la durée de référence et un coefficient de tolérance, une étape 1E7 de détermination d’un nouveau troisième point de fonctionnement P iso , les étapes 1E3-1E6 permettant la détermination du taux tunnel associé à ce nouveau troisième point de fonctionnement P so nde étant à nouveau mises en œuvre.
En effet, lorsque la relation précédente est vérifiée, cela signifie que le troisième point de fonctionnement P so nde ne peut pas être associé à un régime isolé pour la durée de référence considérée. Autrement dit, les étapes 1E3-1E6 permettant la détermination du taux tunnel pourront être réitérées une pluralité de fois jusqu’à l’obtention d’un troisième point de fonctionnement P so nde associé à un régime isolé pour la durée de référence considérée . Plus généralement, tous les points de fonctionnement associé au même taux tunnel que le point de fonctionnement ainsi déterminé ou à un taux tunnel plus faible pourront être considérés comme des points de fonctionnement associés au régime isolé.
Détermination conditionnelle du régime isolé du troisième point de fonctionnement.
De manière complémentaire, le procédé 100 selon l’invention comprend, lorsque la valeur du taux tunnel est telle que , une étape 1E8 de sélection du troisième point de fonctionnement P so nde comme point de fonctionnement dans le régime isolé. De plus, tous les points de fonctionnement associés à un taux tunnel égal ou plus faible que celui du troisième point de fonctionnement ainsi sélectionné pourront également être associés à un régime isolé.
En effet, lorsque la relation précédente est vérifiée, cela signifie que le troisième point de fonctionnement P so nde peut être associé à un régime isolé pour la durée de référence considérée.
A l’issue du procédé 100 selon l’invention, un point de fonctionnement associé à un régime isolé pour la durée de référence considérée a été déterminé. De plus, à partir de position de ce point de fonctionnement, il est possible de déterminer une pluralité d’autres points de fonctionnement présentant un taux tunnel inférieur ou égal au point de fonctionnent ainsi déterminé et pouvant donc également être associé à un régime isolé. Comme cela apparaitra dans la suite, la connaissance d’un tel point de fonctionnement peut être utilisé afin de mieux caractériser les différents régimes de fonctionnement d’un système SYS selon l’invention.
Procédé de détermination d’un point de fonctionnement associé au chargement de deux particules chargées dans l’état singulet
la montre une coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif comprenant une turbomachine double flux ;
la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif de type civil comprenant une turbomachine double flux ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif, comprenant une turbomachine double flux ;
[Fig. 4] la figure 4 représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif comprenant une turbomachine à plusieurs flux ;
la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon une variante à ce premier mode de réalisation de l’invention ;
la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon une variante du deuxième mode de réalisation de l’invention ; et
la représente une coupe schématique radiale d’un aubage de stator à calage variable selon le deuxième mode de réalisation de l’invention.
Description détaillée de l'invention L’ensemble 1 propulsif pour un aéronef (ci-après « ensemble 1 »), qu’il soit civil ou autre, est représenté schématiquement sur les figures 1 à 8. L’ensemble 1 comporte une turbomachine 2 qui est agencée le long d’un axe longitudinal X-X. La turbomachine 2 peut être à plusieurs flux dans le cadre d’un aéronef civil, comme représenté sur les figures 1 et 3, ou dans le cadre d’un aéronef différent comme représenté sur la . Bien que non exclusivement, la turbomachine 2 peut être entourée par une nacelle 3.
La turbomachine 2 comporte de façon classique un générateur de gaz 4 comprenant au moins un compresseur 8, une chambre de combustion et une turbine 7. Comme représenté sur la , le générateur de gaz 4 forme un compartiment 5 dans lequel sont agencés préférentiellement un corps haute pression 6 formé d’un compresseur haute pression, d’une chambre de combustion haute pression et d’une turbine haute pression, non détaillés sur les figures, et un corps basse pression comprenant au moins une turbine basse pression 7 agencé en aval du corps haute pression 6 et un compresseur basse pression 8 agencé en amont du corps haute pression 6. Les compresseurs haute pression et basse pression 8 sont formés d’une alternance d’aubages de rotor 9 et de stator 10 agencés successivement d’amont en aval autour de l’axe longitudinal X-X. Dans la présente invention, on entend par aubage de rotor, une roue sur laquelle sont fixées des aubes ou pales et qui tourne autour de l’axe longitudinal X-X. On entend également par aubage de stator, une roue sur laquelle sont fixées des aubes ou pales qui ne tournent pas autour de l’axe longitudinal X-X.
Par ailleurs, par convention, dans la présente demande, les termes « amont » et « aval », et « interne/dessous» et « externe/dessus » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à un axe d’écoulement des flux d’air le long de l’axe longitudinal X-X de la turbomachine 2. Ainsi, un cylindre s'étendant selon l'axe X-X comporte une face intérieure tournée vers l'axe X-X et une face extérieure, opposée à sa face intérieure. On entend par « longitudinal » ou « longitudinalement » toute direction parallèle à l’axe X-X, et par « radialement » ou « radial » toute direction perpendiculaire à l’axe X-X.
La turbine basse pression 7 entraîne un arbre 11. Dans un aéronef civil, un réducteur 12 à train épicycloïdal, situé en amont du générateur de gaz 4, transmet le couple exercé par l’arbre 11 à au moins un disque 13. Dans le cas de deux disques 13, ils peuvent tourner en sens inverse autour de l’axe longitudinal X-X. L’arbre 11 et la ou les disques 13 sont agencés dans un carter ou capot 15 qui abrite également les organes d’entraînement du ou des disques à partir du réducteur 12. Chacun des disques 13 porte des pales pour former une hélice.
Dans le cas de la , la turbomachine 2 comporte une première hélice 16 de rotor (ci-après « hélice ») qui est formée d’une pluralité de pales 17 réparties autour de l’axe longitudinal X-X et s’étendant suivant des directions radiales depuis le capot 15.
Avantageusement,
L’aubage de rotor 9 et l’hélice 16 sont reliés à un même tambour ou arbre 16, comme illustré dans les dessins.
un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter l’aéronef en vol,
la commande de l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant lorsque l’aéronef alimente au moins la majorité des opérations au sol.
Le procédé peut en outre comprendre le prélèvement de carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité des autres opérations.
Dans certains exemples, seul un carburant du ou des plusieurs réservoirs de carburant secondaires peut être utilisé pour d’autres opérations, de sorte que le premier réservoir de carburant soit exclusivement utilisé pour des opérations au sol.
Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre :
une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal.
Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - de l’aéronef.
Le premier réservoir de carburant peut être un réservoir de compensation de l’aéronef. Le carburant dans le premier réservoir de carburant, qui peut être un carburant d’aviation durable, peut être agencé de manière à être épuisé lors de l’exécution des opérations au sol de sorte que le premier réservoir de carburant soit enfin sensiblement vide et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol.
Selon un dix-neuvième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant est prévu, le procédé comprenant :
la fourniture d’un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant qui sont fluidiquement isolés des autres réservoirs de carburant (secondaires) de la pluralité de réservoirs de carburant ; et
la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’apport de carburant aux un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol.
Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité d’autres opérations.
Le(s) premier(s) réservoir(s) de carburant peut/peuvent être isolé(s) fluidiquement en permanence d’autres réservoirs de carburant, ou peut/peuvent être isolé(s) de manière réversible des autres réservoirs de carburant, par exemple au moyen d’une ou plusieurs pompes et/ou soupapes.
De la même manière, la lentille 102B a un axe AB qui ne coïncide pas avec le centre CB du motif 104B (qui est représenté en perspective). Ici le centre est décalé par un décalage qui est déterminé en fonction de la position de la lentille 102B dans le réseau de microlentilles, d’une manière connue en soi pour que les rayons coïncident comme expliqué ci-avant.
On considère ici le point situé dans le coin intérieur du triangle supérieur du « A ». Pour ce point P1A au sein du motif 104A, on a un rayon RA qui passe par ce point, le centre de la microlentille associée 102A, et l’emplacement E. Pour le point P1B au sein du motif 104B, on a un rayon RB qui passe par ce point, le centre de la microlentille associée 102B, et l’emplacement E. Les rayons RA et RB se croisent à l’emplacement E.
La montre les décalages pour l’ensemble d’un réseau de microlentilles avec des motifs tous identiques (ici en forme de « A »).
Sur cette figure, on peut voir que les décalages sont plus importants lorsque l’on s’éloigne du centre du réseau de microlentilles.
Une personne du métier comprendra que les modes de réalisation et variantes décrits ci-avant ne constituent que des exemples non limitatifs de mise en œuvre de l’invention. En particulier, la personne du métier pourra envisager une quelconque adaptation ou combinaison des modes de réalisation et variantes décrits ci-avant, afin de répondre à un besoin bien particulier conformément aux revendications présentées ci-après.
Enjoliveur pour roue de véhicule automobile. Domaine Technique de l'invention L’invention concerne un enjoliveur pour roue de véhicule automobile. L’invention porte encore sur une roue comprenant un tel enjoliveur. L’invention porte encore sur un véhicule comprenant un tel enjoliveur ou une telle roue.
Etat de la technique antérieure Comme illustré sur la , on connaît des véhicules automobiles munis de roues 51 à pneus 52 montés sur des jantes 53, notamment de jantes en tôle d’acier. Par ailleurs, il est habituel de prévoir, sur de telles jantes en tôle 53 des enjoliveurs 54 pour des raisons esthétiques et de design.
Il a été remarqué une perturbation aérodynamique sur de telles roues au niveau du flanc du pneu à la périphérie de l’endroit où le pneu vient en contact avec la jante 53, c’est-à-dire au niveau de la zone 55 identifiée sur la . Une telle perturbation a pour conséquence une consommation accrue d’énergie pour mettre et maintenir en mouvement le véhicule.
Présentation de l'invention Le but de l’invention est de fournir un enjoliveur remédiant aux inconvénients ci-dessus et améliorant les enjoliveurs connus de l’art antérieur. En particulier, l’invention propose un enjoliveur améliorant les performances aérodynamiques d’une roue qu’il équipe.
Selon l’invention, un enjoliveur pour roue de véhicule, notamment un enjoliveur pour roue de véhicule automobile, est destiné à être monté sur une jante d’une roue présentant un premier diamètre extérieur de ladite jante, l’enjoliveur ayant un deuxième diamètre extérieur supérieur au premier diamètre extérieur de ladite jante.
L’enjoliveur peut comprendre, au niveau du deuxième diamètre extérieur ou au voisinage du deuxième diamètre extérieur, une surface agencée de sorte à venir en contact avec un flanc d’un pneu monté sur une jante d’une roue, notamment une surface agencée de sorte à venir en contact précontraint avec un flanc d’un pneu monté sur une jante d’une roue.
L’enjoliveur peut comprendre une zone élastiquement déformable agencée de sorte à : - autoriser les déformations d’un pneu sans démontage de l’enjoliveur d’une jante, et/ou - autoriser les déformations d’un pneu sans endommagement de l’enjoliveur, et/ou - autoriser une déformation de l’enjoliveur liée à une précontrainte de montage de l’enjoliveur en contact contre un pneu.
La zone élastiquement déformable peut être une zone annulaire.
La zone élastiquement déformable peut comprendre des découpes, notamment des découpes traversant l’épaisseur de l’enjoliveur.
Des découpes, notamment toutes les découpes, peuvent être orientées orthoradialement relativement à un axe de l’enjoliveur.
Des découpes peuvent être orientées orthoradialement relativement à un axe de l’enjoliveur et des découpes peuvent être orientées radialement relativement à un axe de l’enjoliveur et/ou des découpes peuvent former des motifs en forme de spirales, notamment de spirales carrées.
Une solution avantageuse pour moduler la puissance du moteur 1 P M1 est décrite dans la . Elle consiste à réguler la vitesse de rotation du propulseur à travers la régulation de la vitesse de rotation N M2 du moteur 2. Cette régulation peut être « rapide », afin de faire varier efficacement la puissance délivrée au propulseur autour d’une puissance moyenne.
La puissance instantanée du moteur 2 P M2m , nécessaire au maintien de la vitesse de rotation du propulseur sur sa consigne, est utilisée par le système de régulation de secours 52 du moteur 1 pour la comparer à une puissance de référence P M2réf choisie par conception pour garantir une marge de pilotage satisfaisante. Ainsi : - si la puissance instantanée délivrée par le moteur 2 P M2m est inférieure à la puissance de référence P M2réf , le système de régulation de secours 52 du moteur 1 commande un débit carburant auxiliaire QCarbAux* tel qu’il réduit le débit carburant QCarb injecté dans la chambre de combustion du moteur 1 ; - inversement, si la puissance instantanée délivrée par le moteur 2 P M2m est supérieure à la puissance de référence P M2réf , le système de régulation de secours 52 commande un débit carburant auxiliaire QCarbAux* tel qu’il augmente le débit carburant QCarb injecté dans la chambre de combustion du moteur 1, augmentant ainsi la puissance du moteur 1.
QCarbAux* est une commande de débit carburant auxiliaire du moteur 1 qui est adaptée aux besoins moyens du propulseur. Cette commande QCarbAux* peut être négative, afin de diminuer la puissance du moteur 1 en dessous de la puissance qu’il affichait au moment de la panne du système de régulation principal 51, ou positive.
On note que cette méthode de modulation lente de la puissance délivrée par le moteur 1 selon ce mode de réalisation n’utilise aucune information sur l’état du moteur 1. Ce mode de réalisation ne nécessite donc pas de moyen de mesure dédié au système de secours.
Cette modulation lente de la puissance délivrée par le moteur 1 P M1 a pour objectif de maintenir la puissance moyenne délivrée par le moteur 2 à un niveau choisi, par exemple au milieu de la plage de puissance du moteur 2. Ce choix permet de maximiser l’amplitude de variation rapide de la puissance du propulseur. La régulation de la puissance du moteur 1 doit être suffisamment lente pour à la fois : - être compatible avec le fonctionnement du système de régulation de secours du moteur 1 ; et - que la modulation de la puissance du moteur 1 ne perturbe pas la régulation de vitesse de rotation du moteur 2.
Les principaux avantages de cette méthode de modulation lente de la puissance délivrée par le moteur 1 proposée dans le cadre de l’invention sont : - de pouvoir maintenir le moteur principal (ici, le moteur 1) en fonctionnement, quel que soit le niveau de puissance auquel il est au moment où la panne du système de régulation principal apparaît ; - d’offrir le maximum de marge en puissance au pilote pour réaliser la fin du vol jusqu’à l’atterrissage, ce qui garantit le maximum de sécurité ; - de garantir la stabilité de la régulation de la vitesse de rotation du propulseur grâce au découplage fréquentiel entre les deux moteurs, à savoir la modulation lente de la puissance du moteur 1 et la régulation rapide de la vitesse de rotation par le moteur 2 ; - de minimiser la puissance demandée au moteur 2, ce qui minimise aussi la puissance prélevée sur la batterie qui l’alimente et augmente ainsi son autonomie. Cet aspect a deux intérêts, à savoir, d’une part, de permettre au pilote d’avoir plus de temps, et donc une distance franchissable plus importante, pour réaliser l’atterrissage d’urgence (intérêt sécuritaire) et, d’autre part, l’autonomie offerte peut également permettre au pilote de terminer son vol jusqu’à rejoindre son point d’arrivée prévu, ou de revenir se poser sur la base de départ afin de pouvoir réaliser les opérations de maintenance nécessaires (intérêt opérationnel).
Comme précisé précédemment, la méthode de modulation de la puissance du moteur 1 telle que décrite dans la est une implémentation particulièrement avantageuse, mais non limitative et elle peut prendre différentes formes. En effet, l’invention proposée n’est pas limitative en termes d’implémentation physique des différents systèmes de régulation cités précédemment.
Ainsi, le système de régulation de secours 52 du moteur 1 peut par exemple faire partie du moteur 1 lui-même ou être intégré dans le système de contrôle 7 de l’aéronef.
La régulation de la vitesse de rotation du propulseur en situation de panne du système de régulation principal 51 du moteur 1 peut, quant à elle, être implémentée par exemple dans le système de régulation du moteur 2 ou dans le système de contrôle de l’aéronef.
Le système de régulation 6 du moteur 2 peut lui-même faire partie (partiellement ou totalement) du système de contrôle 7 de l’aéronef.
Parmi les autres formes d’implémentation évoquées ci-dessus, on peut présenter le mode de réalisation décrit dans la . Ici, le système de régulation de secours 52 du moteur 1 régule la vitesse de rotation du moteur 1 sur la consigne N M1réf . Pour ce faire, il utilise une chaine de mesure de vitesse de rotation 9 de la turbine libre du moteur 1, qui est indépendante des éventuels moyens de mesure du système de régulation principal 51 et qui mesure la vitesse de rotation du moteur 1 N M1 . Selon un autre mode de réalisation non représenté, on peut également utiliser une chaine de mesure de vitesse de rotation du propulseur 4.
À la différence des turbomoteurs classiques (sans hybridation parallèle), la consigne de vitesse de rotation N M1réf est, dans ce mode de réalisation, régulée en fonction de la puissance instantanée délivrée par le moteur 2 P M2m , afin de maintenir celle-ci à un niveau souhaité, selon les mêmes critères de choix que le mode de réalisation décrit dans la .
Ainsi : - lorsque la puissance instantanée du moteur 2 P M2m est supérieure au niveau désiré (puissance de référence P M2réf ), la consigne de vitesse de rotation du moteur 1 N M1réf est rehaussée afin que le moteur 1 délivre plus de puissance ; - et inversement, lorsque la puissance instantanée du moteur 2 P M2m est trop basse, la consigne de vitesse de rotation du moteur 1 N M1réf est réduite, de sorte que le moteur 1 délivre moins de puissance.
Dans la , la régulation de la consigne de vitesse du moteur 1 se fait dans le système de contrôle 7 de l’aéronef.
La comparaison entre P M2m et P M2réf est ici faite dans le bloc 7 « Modulation de la consigne de vitesse du moteur 1 » de la . Le schéma de comparaison est le même que le bloc 52 de la , à la différence que la sortie est la consigne de vitesse de rotation du moteur 1 N M1réf , au lieu d’être la commande de débit auxiliaire QCarbAux*.
La comparaison entre N M1réf et N M1 est l’opération qui permet de déterminer la commande de débit auxiliaire QCarbAux*. Le mode de réalisation illustré dans la est moins direct que celui de la puisqu’il fait intervenir deux boucles de régulation imbriquées : une première boucle en puissance P M2 qui génère la consigne N M1réf , et une deuxième boucle en vitesse pour finalement générer la commande de débit auxiliaire QCarbAux*. Ce mode de réalisation présente l’avantage qu’il permet d’utiliser le système de régulation de secours du moteur 1 (le bloc 52 de la ).
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour fournir du carburant uniquement à partir du ou des plusieurs réservoirs de carburant secondaires au moteur à turbine à gaz en vol, de sorte que le premier réservoir de carburant ne soit pas utilisé pour fournir du carburant à un moteur en vol.
Selon un dix-septième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend :
un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant agencés pour être utilisés pour alimenter une opération au sol de l’aéronef ;
un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz en vol ; et
un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol.
Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité des autres opérations (par exemple, la montée et la croisière).
Le premier réservoir de carburant peut être agencé pour ne contenir qu’un carburant qui est un carburant d’aviation durable.
Dans des exemples avec un seul premier réservoir de carburant, le premier réservoir de carburant peut être plus petit que le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires. Dans des exemples avec de multiples premiers réservoirs de carburant, le volume total des premiers réservoirs de carburant peut être inférieur au volume total des réservoirs de carburant secondaires, et éventuellement inférieur au volume de chaque réservoir de carburant secondaire individuellement.
Le système de propulsion peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant secondaires. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de manière à être capable de mélanger des carburants des réservoirs de carburant secondaires pour alimenter le moteur à turbine à gaz en vol, mais peut ne pas être capable de mélanger un carburant du premier réservoir de carburant avec un carburant des réservoirs de carburant secondaires.
Le carburant dans le premier réservoir de carburant peut avoir un pouvoir calorifique inférieur et/ou peut générer des niveaux d’émissions de nvPM inférieurs à ceux de tout carburant stocké dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires.
Selon un dix-huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef est prévu, lequel procédé comprend :
un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ;