INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Lorsque l’extincteur 3 est intégré au niveau du carter intermédiaire 16, l’extincteur 3 peut être fixé à une surface interne (ou virole interne) du carter intermédiaire 16, en une position interne par rapport à la surface interne (ou virole interne) du carter intermédiaire 16. Ladite surface interne (ou virole interne) du carter intermédiaire 16 délimite une paroi interne de la veine secondaire Vs. L’extincteur 3 peut être situé en amont de la structure interne fixe 11, à proximité, par exemple en amont et à proximité immédiate de la structure interne fixe 11, ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en .
Dans tous les cas, le réservoir 31 de l’extincteur 3 est situé en une position externe par rapport à la protection thermique 4, et en une position interne par rapport à la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16. Ainsi, la protection thermique 4 protège non seulement la surface interne 12 de la nacelle 1, mais également l’extincteur 3, des températures élevées qui peuvent être rencontrées dans les zones "feu" 100, 200 de la turbomachine 2, en particulier dans la zone "feu" 200 dite « chaude » de la turbomachine 2. L’extincteur 3 bénéficie donc de la réduction de température apportée par la protection thermique 4. L’intégration de l’extincteur 3 prend ainsi en compte la résistance limitée de l’extincteur 3 aux températures élevées, et permet ainsi le bon fonctionnement de l’extincteur 3 au plus près de la zone "feu" 100, 200.
En outre, la protection de l’extincteur 3 contre les températures élevées est réalisée par la protection thermique 4, qui est prévue pour recouvrir la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 au vu des fortes contraintes thermiques s’exerçant sur la nacelle 1 au niveau de la zone "feu" 100, 200, afin de maintenir la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16 à des températures acceptables pour les matériaux qui la composent, de sorte à prolonger sa durée de vie. Ainsi, la protection de l’extincteur 3 contre les températures élevées est effectuée sans nécessiter d’élément de protection supplémentaire.
De plus, l’extincteur 3 est intégré au niveau de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1, au sein même de la zone 100, 200 qu’il est conçu pour protéger du feu. Le fonctionnement de l’extincteur 3 est ainsi optimisé. En particulier, l’intégration de l’extincteur 3 dans la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 permet de réduire la longueur des canalisations d’amenée de l’agent d’extinction, voire de les supprimer. En outre, l’extincteur 3 étant intégré au plus près des points de départ du feu à éteindre, il peut éteindre le feu à sa naissance, ce qui contribue à diminuer la quantité d’agent d’extinction à utiliser pour éteindre un feu se déclarant dans la zone "feu" 100, 200.
est une vue schématique d’un système de distribution de carburant d’un aéronef, dans le contexte de réservoirs de carburant et d’un moteur à turbine à gaz ;
La représente schématiquement une demi vue partielle en perspective d’une lèvre d’entrée d’air de l’art antérieur, et une vue schématique agrandie au niveau d’un panneau acoustique de la lèvre d’entrée,
La représente schématiquement une vue agrandie d’un rejet d’un flux d’air chaud hors de la lèvre d’entrée d’air de la ,
La est une vue schématique partielle en perspective d’une lèvre d’entrée d’air selon un premier mode de l’invention, et une vue agrandie schématique d’une paroi interne de la lèvre d’entrée,
La est une vue schématique partielle en perspective d’une lèvre d’entrée d’air selon un second mode de l’invention, comportant un panneau acoustique, et une vue agrandie schématique d’une partie du panneau acoustique.
Les figures 1 et 2 ont été décrites dans ce qui précède.
L’invention s’applique à un ensemble propulsif, en particulier d’aéronef, tel qu’illustré sur la .
Tel que décrit dans ci-dessus, l’ensemble propulsif 1 comprend un moteur ou une turbomachine 2 qui est entouré(e) par une nacelle 3.
La turbomachine 2 peut être un turboréacteur à double flux, tel qu’illustré sur la . La turbomachine 2 s’étend suivant un axe longitudinal X’ et comprend, de l'amont vers l'aval selon la direction d'écoulement des gaz, une soufflante 32, un compresseur basse pression (BP) 2a, un compresseur haute pression (HP) 2b, une chambre annulaire de combustion 2c, une turbine haute pression (HP) 2d et une turbine basse pression (BP) 2e, qui définissent une veine d'écoulement d'un flux primaire de gaz F1.
Le rotor de la turbine HP 2d est solidaire du rotor du compresseur HP 2b de manière à former un corps haute pression, tandis que le rotor de la turbine BP 2e est solidaire du rotor du compresseur BP 2a de manière à former un corps basse pression. Le rotor de chaque turbine entraîne en rotation le rotor du compresseur associé autour de l’axe X’ sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion 2c.
La nacelle 3 de l’ensemble propulsif 1 comprend, de l’amont vers l’aval, une manche d’entrée d’air 4, une structure médiane 34 et une structure aval 36 reliées entre elles de manière à s'étendre autour de la turbomachine 2 et définir autour de celle-ci une veine annulaire 38 d'écoulement d'un flux d’entrée F. Après passage du flux d’entrée F dans la soufflante 32, il se divise en flux primaire F1 et flux secondaire F2 dans la turbomachine 2.
La manche d’entrée d’air 4 peut comprendre une lèvre annulaire 40 d’entrée d’air et un corps annulaire 30 disposé en aval de la lèvre 40. La lèvre 40 et le corps 30 s’étendent suivant un axe de révolution X confondu avec l’axe X’ de la turbomachine 2.
Sur l’exemple, la lèvre 40 et le corps 30 sont formés d’une seule pièce. En variante, la lèvre 40 et le corps 30 peuvent être formés de deux pièces distinctes avec la lèvre 40 accolée ou fixée au corps 30.
La lèvre 40 est adaptée pour permettre la captation optimale de l’air nécessaire à l’alimentation la soufflante 32 de la turbomachine 2. Cet air se divise ensuite pour former les flux primaire F1 et secondaire F2 précités.
La illustre un exemple non limitatif d’un ensemble comprenant deux buses de pulvérisation 36 d’agent d’extinction et une buse d’expulsion de gaz inerte 39, les trois buses 36, 39 présentant chacune des orientations et des positions différentes.
La illustre un exemple non limitatif d’un ensemble comprenant une buse de pulvérisation 36 d’agent d’extinction orientée sensiblement parallèlement au flux de ventilation en une position adjacente à l’entrée de ventilation 61, une buse de pulvérisation 36 supplémentaire orientée sensiblement dans le sens contraire de l’écoulement d’extinction à proximité de la sortie de ventilation 62, une buse de pulvérisation 36 supplémentaire orientée sensiblement dans le sens contraire de l’écoulement d’extinction entre l’entrée de ventilation 61 et la sortie de ventilation 62, et une buse d’expulsion de gaz inerte 49 orientée sensiblement en oblique de l’écoulement d’extinction. L’ensemble de ces buses 36, 39 permet de modeler localement l’écoulement d’extinction dans la zone « feu » 100, 200.
Le générateur de gaz inerte de l’extincteur supplémentaire 3 peut être couplé à la buse d’expulsion de gaz inerte 39 directement, ou par le biais d’un tuyau de raccordement. L’injection de gaz inerte permet un pilotage aérodynamique de l’écoulement dans la zone « feu » 100, 200, sans augmenter la concentration en agent d’extinction. L’injection de gaz inerte peut être réalisée de sorte à accélérer l’écoulement dans une zone de sous-vitesse de la zone « feu » 100, 200, ou au contraire à ralentir l’écoulement dans une zone de survitesse de la zone « feu » 100, 200, et ce sans augmenter la quantité d’agent d’extinction utilisée pour l’extinction.
La buse d’expulsion de gaz inerte 39 peut être située à proximité de la sortie de ventilation 62, et être orientée sensiblement dans le sens contraire du flux de ventilation, de sorte à ralentir l’écoulement tendant à sortir de la zone « feu » 100, 200. En alternative ou en outre, la buse d’expulsion de gaz inerte 39 peut être située à proximité de l’entrée de ventilation 61, et être orientée sensiblement parallèlement au flux de ventilation, de sorte à accélérer le flux de ventilation tendant à entrer dans la zone « feu » 100, 200.
L’ensemble peut comprendre plusieurs buses d’expulsion de gaz inerte 39, qui peuvent être reliées à un même générateur de gaz inerte ou à des générateurs de gaz inerte respectifs.
Ainsi, la ou les buse 36(s) d’expulsion de gaz inerte permet(tent) d’optimiser encore davantage l’extinction et de minimiser encore davantage la quantité d’agent d’extinction nécessaire pour réaliser une extinction.
La buse d’expulsion de gaz inerte 39 peut être utilisée en association avec une injection d'agent d'extinction simultanée, le gaz inerte étant expulsé simultanément avec l’agent d’extinction.
En variante, la buse d’expulsion de gaz inerte 39 peut être utilisée en association avec une injection d'agent d'extinction simultanée ou non simultanée, l’injection de gaz inerte étant décalée dans le temps par rapport à l’injection d’agent d’extinction. En particulier, une séquence de fonctionnement mise en œuvre par une unité de contrôle de l’ensemble peut être la suivante. Une première buse d’expulsion de gaz inerte 39 située à proximité de l’entrée de ventilation 61 et orientée parallèlement au flux de ventilation peut être activée en premier lieu afin d’évacuer une partie de l’écoulement présent dans la zone « feu » 100, 200 au moment de l’extinction. Puis, une deuxième buse d’expulsion de gaz inerte 39 située à proximité de la sortie de ventilation 62 et orientée dans le sens contraire au flux de ventilation peut être activée en deuxième lieu pour ralentir l’écoulement dans la zone feu 100, 200. Puis, une buse de pulvérisation 36 de l’agent d’extinction peut être activée de sorte à injecter l’agent d’extinction dans la zone « feu » 100, 200. Une telle séquence de fonctionnement permet d’augmenter rapidement et en utilisant peu d’agent d’extinction la concentration en agent d’extinction, et ainsi d’améliorer l’efficacité de l’extinction du feu dans la zone « feu » 100, 200.
L’ensemble peut comprendre en outre une unité de contrôle. L’unité de contrôle est adaptée pour activer l’extincteur 3, c’est-à-dire pour entraîner une expulsion de l’agent d’extinction hors du réservoir 31 de l’extincteur 3. L’unité de contrôle permet de déclencher de façon centralisée une ou plusieurs extinctions, et ce de façon simultanée ou successive. Ainsi, l’unité de contrôle permet de commander les extincteurs 3, c’est-à-dire le ou les extincteur(s) 3 et/ou extincteur(s) supplémentaire(s) 3 de manière autonome et séparée, par exemple en fonction de la zone et/ou de l’ampleur de l’incendie.
L’unité de contrôle peut être localisée dans la zone « feu » chaude 200, dans la zone « feu » froide 100, dans le compartiment de soufflante, dans le pylône 600, etc. Un câble électrique peut être présent pour relier l’unité de contrôle avec l'extincteur 3, plus particulièrement avec le générateur de gaz 34.
L’ensemble peut comprendre au moins un couple de deux extincteurs 3 configurés pour expulser l’agent d’extinction au niveau d’un même point d’injection prédéterminé, c’est-à-dire à proximité immédiate du point d’injection prédéterminé. L’unité de contrôle est adaptée pour activer chaque extincteur 3 indépendamment les uns des autres, un seul des extincteurs 3, ou les deux extincteurs 3, du couple, étant activés à chaque commande d’extinction. Ainsi, les extincteurs 3 peuvent être activés séquentiellement de sorte que deux injections d’agent d’extinction peuvent être effectuées consécutivement et indépendamment l’une de l’autre à la demande du pilote pour chaque couple d’extincteur 3.
Les plusieurs extincteurs 3 ou couples d’extincteurs 3 peuvent être configurés pour expulser l’agent d’extinction au niveau de plusieurs points d’injection prédéterminés espacés les uns des autres. Ainsi, l’extinction d’un feu peut être optimisée en fonction de l’endroit du feu et/ou de l’ampleur du feu. Par exemple, l’ensemble peut comprendre quatre couples d’extincteurs 3 en zone « feu » chaude 200 adaptés pour expulser l’agent d’extinction au niveau de quatre points d’injections prédéterminés répartis dans et/ou autour de la zone « feu » chaude 200, et/ou quatre couples d’extincteurs 3 en zone « feu » froide 100 adaptés pour expulser l’agent d’extinction au niveau de quatre points d’injections prédéterminés répartis dans et/ou autour de la zone « feu » froide 100. Ainsi, l’ensemble peut comprendre un total de seize extincteurs 3. Un extincteur 3 de chaque couple peut être activé lors d’une extinction dans une zone « feu » 100, 200 donnée, l’ensemble permettant de réaliser deux extinctions dans la zone « feu » froide 100 et deux extinctions dans la zone « feu » chaude 200.
Chacun des deux extincteurs 3 d’un couple d’extincteurs 3 peut être adapté pour expulser l’agent d’extinction au niveau du point d’injection prédéterminé par l’intermédiaire d’une buse de pulvérisation 36 commune aux deux extincteurs 3 du couple, les réservoirs 31 de chacun des deux extincteurs 3 du couple étant raccordés à ladite buse de pulvérisation 36 commune. La buse de pulvérisation 36 commune est située au niveau du point d’injection prédéterminé. Chaque réservoir 31 du couple d’extincteurs 3 comprend alors une vanne de déclenchement indépendante, ce qui permet de réaliser deux extinctions consécutives par la même buse de pulvérisation 36 commune.
En variante, chacun des deux extincteurs 3 d’un couple d’extincteurs 3 peut comprendre une buse de pulvérisation 36 respective propre audit extincteur 3, le couple de deux extincteurs 3 comprenant deux buses 36 séparées. Les buses de pulvérisation 36 sont alors situées à proximité immédiate l’une de l’autre, voire sensiblement adjacentes l’une à l’autre, de sorte à être toutes deux adaptées pour expulser l’agent d’extinction au niveau du point d’injection prédéterminé. Les réservoirs 31 des deux extincteurs 3 sont chacun raccordés à la buse de pulvérisation 36 respective associée au réservoir 31 en question.
Un ensemble propulsif pour un aéronef peut comprendre un ensemble tel que décrit ci-dessus, et une turbomachine 2. La face interne 12 de la nacelle 1 délimite avec une face externe de la turbomachine 2 la zone « feu » 100, 200.
Un aéronef peut comprendre un ensemble tel que décrit ci-dessus et une turbomachine 2. La face interne 12 de la nacelle 1 délimite avec la face externe de la turbomachine 2 la zone « feu » 100, 200.
La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d’étages, par exemple des étages multiples. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator. La rangée de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre.
Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une envergure radiale s’étendant à partir d’un pied (ou moyeu) à un emplacement radialement interne lavé au gaz, ou une position d’envergure 0%, jusqu’à une pointe à une position d’envergure 100%. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0.35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 ou 0.25. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0.28 à 0.32. Ces rapports peuvent être communément appelés rapport moyeu/pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent tous deux être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement le plus en avant) de la pale. Le rapport moyeu/pointe fait référence, bien entendu, à la partie lavée au gaz de la pale de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur de toute plate-forme.
Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre l’axe de moteur et la pointe d’une pale de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut simplement être le double du rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm.
La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. En général, la vitesse de rotation est plus faible pour des soufflantes ayant un diamètre plus élevé. À titre d’exemple purement non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 tr/min. À titre d’exemple purement non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être dans la plage allant de 1700 tr/min à 2500 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1800 tr/min à 2300 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1900 tr/min à 2100 tr/min. À titre d’exemple purement non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 330 cm à 380 cm peut être dans la plage allant de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1400 tr/min à 1800 tr/min.
Lors de l’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec des pales de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation entraîne le déplacement de la pointe de la pale de soufflante avec une vitesse Utip. Le travail effectué par les pales de soufflante 13 sur le flux entraîne une augmentation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie comme dH/Utip 2 , où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utip est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie comme étant le rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 0.28, 0.29, 0.30, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38, 0.39 et 0.4 (toutes les valeurs étant adimensionnelle). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0.28 à 0.31, ou de 0.29 à 0.3.
Les moteurs à turbine à gaz selon la présente divulgation peuvent avoir n’importe quel rapport de dilution souhaité, où le rapport de dilution est défini comme étant le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de dérivation sur le débit massique du flux à travers le noyau dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le rapport de dilution peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15.5, 16, 16.5, 17, 17.5, 18, 18.5, 19, 19.5 et 20. Le rapport de dilution peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l’extérieur du moteur de base. La surface radialement extérieure du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante.
Le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme étant le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante sur la pression de stagnation à la sortie du compresseur à la plus haute pression (avant l’entrée dans la chambre de combustion). À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 50 à 70.
La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme étant la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, la poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par rapport aux moteurs à turbine à gaz classiques.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. À titre d’exemple purement non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN et 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre purement indicatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage allant de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques normales au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante 101.3 kPa, température 30 degrés C), le moteur étant statique.