INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le programme de ravitaillement peut être déterminé à bord de l’aéronef 1 ; par exemple dans un régulateur électronique moteur 42 ou d’autres circuits de traitement de l’aéronef 1, ou dans un dispositif appartenant au pilote. En variante, le programme de ravitaillement peut être déterminé en atelier, par exemple dans un serveur ou un autre système informatique au sol. Le programme de ravitaillement déterminé peut donc être fourni 3025 à l’aéronef 1 avant ou au début du vol auquel le programme de ravitaillement s’applique. Différentes étapes du procédé 3020 peuvent donc être réalisées par des entités entièrement distinctes dans certains cas, ou toutes au sein ou par l’aéronef 1 dans d’autres cas.
Dans certaines mises en œuvre, le procédé 3020 comprend en outre la commande 3026 de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en fonctionnement conformément au programme de ravitaillement. En particulier, un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessus peut recevoir le programme de ravitaillement et commander l’alimentation en carburant en conséquence, par exemple en ouvrant ou en fermant une ou plusieurs soupapes, ou en activant ou en désactivant une ou plusieurs pompes, selon le cas pour fournir le carburant ou le mélange de carburants souhaité à chaque stade du vol.
Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut être agencé pour mettre en œuvre le procédé 3020 décrit ci-dessus. Le système de propulsion 2 comprend un moteur à turbine à gaz comprenant au moins deux sources de carburant séparées 50, 53, de sorte qu’au moins deux carburants différents (c’est-à-dire des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes) soient stockés à bord de l’aéronef 1.
Le système de propulsion 2 de tels exemples comprend un module de détermination de programme de ravitaillement 250, qui est agencé pour obtenir 3022 un profil de vol pour un vol de l’aéronef 1 ; et déterminer 3024 un programme de ravitaillement pour le vol sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant.
Le module de détermination de programme de ravitaillement 250 peut lui-même mettre en œuvre la commande 3026 de l’alimentation en carburant du moteur à turbine à gaz 10, ou peut transmettre le programme de ravitaillement à un dispositif de gestion de carburant 214 pour la mise en œuvre.
Le système de propulsion 2 de certains exemples comprend en outre un récepteur 251 agencé pour recevoir des conditions météorologiques prévues pour l’itinéraire prévu de l’aéronef 1, qui est défini dans le profil de vol. Les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer le programme de ravitaillement, comme mentionné ci-dessus.
On comprendra que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuellement, n’importe laquelle des caractéristiques peut être utilisée séparément ou en combinaison avec toute autre caractéristique et la divulgation s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristique(s) décrite(s) ici.
Système d’alimentation d’aéronef La présente divulgation se rapporte à des systèmes de propulsion d’aéronefs et à des procédés de fonctionnement d’aéronefs impliquant la gestion de carburants de différents types, y compris la détection des propriétés de carburants et des actions prises pour améliorer les performances d’aéronefs sur la base des données acquises, et à des procédés de modification d’aéronefs de manière à permettre la mise en œuvre de tels procédés.
La structure fixe 11, 15, 16 peut comprendre en outre une surface externe 13 radialement opposée à la surface interne 12. La surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 peut être adaptée pour délimiter à l’extérieur une portion de veine secondaire Vs de la turbomachine 2. Ainsi, l’air du flux secondaire circule, au niveau de la structure fixe 11, 15, 16, au contact et à l’extérieur de la structure fixe 11, 15, 16, plus précisément au contact et à l’extérieur de la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16.
La protection thermique 4 peut correspondre à une paroi fixée sur la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1, par exemple à une paroi constituée d’un revêtement thermiquement isolant.
La protection thermique 4 est située en une position radialement plus interne que la surface interne 12 de la nacelle 1. La protection thermique 4 peut être radialement espacée de la surface interne 12, ou être accolée à la surface interne 12.
Au niveau de l’extincteur 3, et ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 6a à 9, la protection thermique 4 est configurée pour délimiter au moins partiellement une enceinte 60 adaptée pour loger tout ou partie de l’extincteur 3. L’enceinte 60 est située au niveau de la zone "feu" 100, 200 et est adaptée pour entourer l’extincteur 3, de sorte à le protéger des températures élevées de la zone "feu" 100, 200, notamment lorsque l’extincteur 3 est intégré dans la zone "feu" chaude 200.
L’extincteur 3, illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 5 et 6b, peut comprendre en outre une chambre à volume variable 32, un piston 33 situé entre le réservoir 31 et la chambre à volume variable 32, un générateur de gaz 34 configuré pour injecter un gaz propulsif dans la chambre à volume variable 32, ladite injection de gaz propulsif étant propre à engendrer un mouvement du piston 33 pour mettre sous pression l’agent d’extinction, et une buse de pulvérisation 36 configurée pour expulser l’agent d’extinction mis sous pression hors du réservoir 31.
L’extincteur 3 peut comprendre un corps 37 sensiblement cylindrique délimitant le réservoir 31 et la chambre à volume variable 32, et logeant le piston 33. Le corps 37 de l’extincteur 3 comprend une paroi de corps sensiblement cylindrique, ladite paroi de corps étant fermée en une extrémité par une paroi de base en forme de disque. La paroi de base, la paroi de corps et le piston 33 délimitent ensemble le réservoir 31 d’agent d’extinction.
Un orifice peut être formé dans la paroi de base du corps 37 de l’extincteur 3, par exemple en une position centrale de ladite paroi de base. L’orifice est raccordé à la buse de pulvérisation 36, soit directement, soit par le biais d’un tuyau d’alimentation 35 du réservoir 31. Ainsi, l’agent d’extinction contenu dans le réservoir 31 est expulsé hors du réservoir 31 via l’orifice lorsque le piston 33 met sous pression l’agent d’extinction. Le tuyau d’alimentation 35 ou la buse 36 traverse la protection thermique 4, de sorte que l’agent d’extinction est expulsé directement dans la zone "feu" 200.
On pourra avantageusement disposer entre la buse 36 et le corps 37 de l'inverseur, par exemple le long du tuyau 35, une partie isolante 35bis adaptée pour créer une rupture de pont thermique entre la buse 36 et le reste de l'extincteur, afin de ne pas conduire par la buse 36 ou le tuyau 35, la chaleur dans le corps 37 de l'extincteur 3.
Le générateur de gaz 34 forme un dispositif de propulsion de l’agent d’extinction. Le générateur de gaz 34 peut être activé lorsqu’une extinction est souhaitée, de sorte à provoquer l’expulsion de l’agent d’extinction vers la zone "feu" 100, 200.
Lorsque le générateur de gaz 34 est activé, il engendre une génération de gaz propulsif dans la chambre à volume variable 32, qui conduit à augmenter le volume de la chambre à volume variable 32 au fur et à mesure que le gaz propulsif est généré, en augmentant la pression du dans la chambre à volume variable 32. Le mouvement du piston 33 sous la pression du gaz propulsif propulse l'agent d’extinction hors du réservoir 31 et vers la buse de pulvérisation 36. L’agent d’extinction peut alors transiter dans le tuyau d’alimentation 35 jusqu’à atteindre la buse 36. La buse de pulvérisation 36 permet la pulvérisation de l’agent d’extinction dans la zone "feu" 100, 200, en un jet de pulvérisation 38. Le jet de pulvérisation 38 issu de la buse 36 est un jet de l’agent d’extinction, et permet la vaporisation et la dissémination de l'agent d’extinction sous forme gazeuse ou diphasique dans la zone "feu" 100, 200.
L’agent d’extinction peut être le NOVEC 1230, également appelé FK-5-1-12.
L’extincteur 3, en particulier le réservoir 31 de l’extincteur 3, peut être monté sur la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 par l’intermédiaire d’un support d’extincteur 51. Le support d’extincteur 51 peut être intégré dans une ou plusieurs pièce(s) déjà existante(s) de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1. Par exemple, et ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 2, 13a et 13b, une ou plusieurs ferrures 57, dites ferrure(s) bumper, de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 peu(ven)t être adapté(s) pour recevoir le corps 37 de l’extincteur 3 de sorte à fixer l’extincteur 3 à la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1. Ainsi, la fixation de l’extincteur 3 sur la structure fixe 11, 15, 16 est réalisée au moyen de supports déjà existants, le cas échéant avec de légères modifications, et ne nécessite donc pas de composants additionnels. En variante, le support d’extincteur 51 permettant la fixation de l’extincteur 3 sur la structure fixe 11, 15, 16 peut être un support d’extincteur 51 dédié ajouté à la structure fixe 11, 15, 16.
Ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en , le support d’extincteur 51 peut former un berceau entourant au moins partiellement le réservoir 31, le cas échéant entourant le corps 37 de l’extincteur 3. Le support d’extincteur 51 peut présenter plusieurs supports distincts et espacés entourant chacun le corps 37 de l’extincteur 3, et fixés chacun à la structure fixe 11, 15, 16, en particulier à la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16, en des points de fixation respectifs distincts et éloignés. Ainsi, le support d’extincteur 51 permet une fixation particulièrement fiable de l’extincteur 3. Le support d’extincteur 51 peut en outre comprendre un support adapté pour entourer partiellement le tuyau d’alimentation 35. Ainsi, la position du tuyau d’alimentation 35, et donc de la buse 36, est fixée avec fiabilité.
Le support d’extincteur 51, ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en , peut traverser la structure fixe 11, 15, 16 depuis sa surface interne 12 jusqu’à sa surface externe 13, donc jusqu’à la veine secondaire Vs d’écoulement du flux secondaire. Le support d’extincteur 51 forme alors un puits de chaleur, ou pont thermique 45. Notamment, lorsque l’extincteur 3 est disposé entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 de la structure interne fixe 11, le puits de chaleur 45 permet de refroidir encore davantage l’extincteur 3.
Comme décrit ci-dessus pour d’autres exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre recevoir d’autres données (en plus des informations indiquant quel(s) réservoir(s) contient/contiennent un SAF, fournissant un % de SAF pour chaque réservoir et/ou fournissant d’autres données de caractéristiques du carburant), et utiliser ces autres données et les données de caractéristiques de carburant pour déterminer un carburant ou un mélange de carburants souhaité pour le moteur à turbine à gaz 10, 44 en vol.
Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant principalement, ou uniquement, dans un premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol.
Dans certains exemples, un aéronef 1 peut être modifié pour exécuter le procédé 2061 décrit ci-dessus, éventuellement en installant un système de distribution de carburant réglable 220.
Un procédé 2071 de modification d’un aéronef 1 de cette manière est représenté à la . L’aéronef 1 original comprend un moteur à turbine à gaz 10, le moteur à turbine à gaz 10 de cet exemple comprenant un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, un compresseur 14, et un arbre principal 26 reliant la turbine au compresseur. L’aéronef 1 comprend également une soufflante 23 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. L’aéronef 1 original peut en outre comprendre un APU 44, l’APU lui-même étant ou comprenant un moteur à turbine à gaz 44.
Le procédé 2071 comprend l’agencement 2073 d’au moins deux réservoirs de carburant séparés 50, 52 pour stocker un carburant différent, de sorte qu’un carburant ait une proportion plus élevée de SAF que l’autre. Un ou plusieurs réservoirs de carburant peuvent être agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable dans certaines mises en œuvre (dans un exemple décrit, le premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 est le seul réservoir contenant du SAF pur).
Dans certains cas, l’aéronef 1 peut déjà comprendre une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le(s) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 ; dans de tels exemples, l’étape 2073 d’agencement des réservoirs de carburant peut simplement comprendre le remplissage sélectif des réservoirs de différents carburants. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’un seul réservoir de carburant 50, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté afin de fournir une pluralité de réservoirs de carburant. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’une seule source de carburant, bien que composée de multiples réservoirs, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté et/ou des conduites de carburant peuvent être ajustées de sorte que les réservoirs originaux 50, 53 ne soient plus tous interconnectés fluidiquement, fournissant ainsi au moins deux sources de carburant séparées. L’étape d’agencement 2073 peut donc varier en fonction de la configuration initiale de l’aéronef.
Le procédé 2071 comprend en outre la fourniture 2075 d’un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à utiliser uniquement, ou principalement, un SAF lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol.
Le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour identifier quel réservoir 52 contient le carburant ayant la proportion la plus élevée de carburant d’aviation durable - ce réservoir 52 peut être identifié comme un premier réservoir de carburant 52. Dans les cas où deux réservoirs ou plus contiennent un carburant ayant le même % de SAF le plus élevé, une pluralité de réservoirs peuvent être identifiés comme premiers réservoirs de carburant. Une sélection entre ceux-ci peut être faite en utilisant une ou plusieurs des approches décrites ci-dessus.
Le dispositif de gestion de carburant 214 peut utiliser un carburant du premier réservoir de carburant 52 (par exemple, un SAF dans un exemple spécifique décrit, ou plus généralement le carburant au % de SAF le plus élevé disponible, ou éventuellement tout carburant à plus de 50% de SAF) pour certaines opérations au sol, mais pas toutes. Par exemple, le dispositif de gestion de carburant 214 peut utiliser un carburant différent pour le démarrage avant de commuter vers l’utilisation du premier réservoir 52, peut commuter vers un carburant différent si le carburant du premier réservoir de carburant 52 est épuisé avant la fin des opérations au sol, et/ou le dispositif de gestion de carburant 214 peut fournir le carburant du premier réservoir de carburant 52 à l’APU 44 mais un carburant différent au(x) autre(s) moteur(s) à turbine à gaz 10.
Dans certains exemples, tels que des agencements dans lesquels le(s) réservoir(s) 52 utilisé(s) pour stocker le carburant au % de SAF le plus élevé peut/peuvent varier au cours de la durée de vie du système de propulsion 2, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 afin de permettre l’identification du premier réservoir 52, ou équivalent(s).
Les fonctions de stockage et de commande peuvent être assurées par des entités distinctes ou par la même entité ; on comprendra que le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être un système distribué ou une unité ou un module unique. L’étape de fourniture 2075 du dispositif de gestion de carburant 214 peut comprendre l’installation ou consister à installer un logiciel dans une mémoire existante, à exécuter en utilisant des systèmes existants, dans certains exemples. Dans d’autres exemples, une nouvelle unité physique ou un nouveau module physique peut être monté(e) sur le système de propulsion 2, comprenant éventuellement un ou plusieurs régulateurs de débit 216 et/ou des sections de conduite de carburant de remplacement, le cas échéant, pour obtenir la commande de débit et de mélange de carburants souhaitée.
Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour assurer d’autres fonctions, par exemple pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. On comprendra que la demande de poussée peut être déterminée en utilisant une ou plusieurs approches connues dans l’art, par exemple comme mentionné ci-dessus.
Les inventeurs ont également apprécié le fait que les différences de carburant peuvent permettre une reconception du circuit de carburant de l’aéronef afin de procurer des avantages techniques et environnementaux pour les opérations au sol d’un aéronef. Dans les présents exemples, décrits par rapport aux Figures 14 et 19, l’utilisation du premier réservoir de carburant 52 est ajustée en conséquence.
La montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 généralement identique à celui représenté sur la , mais avec trois sources de carburant séparées 50, 52, 53 au lieu de deux. Les première, deuxième et troisième sources de carburant ne sont donc pas couplées fluidiquement les unes aux autres de manière à séparer les différents carburants (au moins dans des conditions de fonctionnement normales). Dans d’autres exemples, tels que celui représenté à la , seules deux sources de carburant séparées peuvent être fournies.
Dans le présent exemple, la première source de carburant est le premier réservoir de carburant 52. Dans d’autres exemples, la première source de carburant peut comprendre de multiples réservoirs reliés entre eux. Le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour être utilisé au moins principalement (et dans certains cas, uniquement) pour des opérations au sol. Le carburant du premier réservoir de carburant 52 est agencé pour être utilisé au moins pour la majorité des opérations au sol, de manière similaire à l’utilisation d’un SAF ou du mélange à % de SAF élevé décrit par rapport aux exemples précédents.
Dans l’exemple représenté sur la , la deuxième source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef, et la troisième source de carburant comprend une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile gauche et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile droite pour l’équilibrage. Les réservoirs 53a et 53b sont interconnectés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule troisième source de carburant. Une interconnexion fluidique entre les réservoirs de carburant d’ailes 53 de la troisième source de carburant peut être prévue pour l’équilibrage de l’aéronef 1, comme décrit précédemment.
Ledit réservoir 31 est situé entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1.
Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis 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 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.
La turbomachine peut être par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur.
Un turboréacteur peut être un turboréacteur double flux, dans lequel la masse d’air aspirée par la soufflante est divisée en un flux primaire qui traverse l’au moins un compresseur, la chambre de combustion et l’au moins une turbine, et un flux secondaire qui est concentrique avec le flux primaire. Le flux primaire circule dans une veine primaire Vp et le flux secondaire circule dans une veine secondaire Vs.
La nacelle 1 peut comprendre une entrée d’air en amont de la turbomachine 2, un carter de soufflante 15 entourant la soufflante, un carter intermédiaire 16 entourant au moins un compresseur de la turbomachine 2, et une structure interne fixe 11 (en anglais « IFS » : Internal Fixed Structure) entourant au moins la chambre de combustion de la turbomachine 2. La structure interne fixe 11 peut entourer en outre tout ou partie des étages de compresseur et/ou de turbine de la turbomachine 2. Le carter intermédiaire 16 peut être situé dans le prolongement immédiat de la structure interne fixe 11. La tuyère d’échappement des gaz 23 de la turbomachine 2 est située en aval de la structure interne fixe 11.
Une zone "feu" 200 de la nacelle 1 délimitée par la surface interne 12 de la structure interne fixe 11 et une surface externe de la chambre de combustion de la turbomachine 2 est une zone "feu" 200 dite « chaude ». Cette zone "feu" chaude 200 est soumise à des températures élevées lors du fonctionnement normal de la turbomachine 2, c’est-à-dire en l’absence d’incendie, typiquement supérieures à 110°C, par exemple qui peuvent environner les 250°C voire les 500°C. La illustre un exemple simplifié d’une telle zone "feu" 200.
Une zone "feu" dite « froide » 100, également représentée sur la , est délimitée par le carter de soufflante et/ou le carter intermédiaire 16 de la nacelle 1 et la soufflante. La zone "feu" froide 100 est soumise lors du fonctionnement normal de la turbomachine 2, c’est-à-dire en l’absence d’incendie, à des températures inférieures à celles de la zone "feu" 200.
L’extincteur 3 de l’ensemble décrit ci-dessus est intégré dans la structure même de la nacelle 1, et est donc porté par la nacelle 1, et non par l’aile 500 ou le pylône 600 comme dans l’art antérieur. Ainsi, le réservoir 31 n’encombre plus l’espace au niveau du pylône 600, ce qui permet d’optimiser avec plus de souplesse son positionnement et ses dimensions.
La structure fixe 11, 15, 16 peut correspondre à la structure interne fixe 11, au carter de soufflante 15, et/ou au carter intermédiaire 16. Par exemple, au moins un extincteur 3 peut être intégré entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 de la structure interne fixe 11 de la nacelle 1, c’est-à-dire au niveau de la chambre de combustion de la turbomachine 2. En alternative ou en outre, au moins un extincteur 3 peut être intégré entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 du carter intermédiaire 16 de la nacelle 1, c’est-à-dire au niveau d’un compresseur de la turbomachine 2. En alternative ou en outre, au moins un extincteur 3 peut être intégré entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 du carter de soufflante 15 de la nacelle 1, c’est-à-dire au niveau de la soufflante de la turbomachine 2.