INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
De préférence, la vanne d’isolation et la vanne de distribution sont reliées par une portion de canalisation à laquelle est connecté un organe de mesure de pression et une vanne d’évacuation. En cas de défaillance d’une des vannes, notamment en cas de fuite, une accumulation anormale de gaz a lieu au niveau de la portion de canalisation ce qui engendre une augmentation de la pression mesurée par l’organe de mesure. Si cette pression dépasse un certain seuil, l’ouverture de la vanne d’évacuation peut être déclenchée, notamment par l’unité de commande 5, afin de mettre à l’évent le gaz accumulé et éviter ainsi qu’il ne contamine le gaz minoritaire ou le mélange de gaz. Ainsi, on améliore encore la précision sur le mélange.
L’installation peut être mise en œuvre pour distribuer un mélange comprenant, selon les besoins, l’un ou l’autre des gaz minoritaires. Les sources de gaz minoritaire sont disponibles sur place et la source souhaitée est raccordée avec son dispositif de régulation de débit au dispositif mélangeur. Il est aussi envisageable de raccorder les deux sources de gaz minoritaire 1A, 1B au dispositif mélangeur de façon à distribuer un mélange contenant les deux gaz minoritaires.
schématise un mode de réalisation d’une installation comprenant plusieurs modules de gaz minoritaire A, B, C, un module de gaz porteur D et des moyens de solidarisation amovible 50 desdits modules entre eux. Chaque module de gaz minoritaire comprend une première paroi 51 sur laquelle sont fixés un premier circuit de transfert 6 et des premiers moyens de raccordement fluidique 30 du premier circuit de transfert 6 à une source de gaz minoritaire 1A respective. Chaque module de gaz porteur a une deuxième paroi 52 sur laquelle sont fixés le deuxième circuit de transfert 7 et des deuxièmes moyens de raccordement fluidique 40 du deuxième circuit de transfert 7 à une source de gaz porteur 2. Des troisièmes moyens de raccordement fluidique 20 sont prévus pour raccorder sélectivement le dispositif mélangeur 3 à un ou plusieurs premiers circuits de transfert 6 et au deuxième circuit de transfert 7.
Dans ce mode de réalisation, les sources de gaz de l’installation, l’unité de commande 5, les modules de gaz sont positionnées à distance les uns des autres et forment des ensembles physiquement distincts et déplaçables indépendamment. L’intérêt d’un tel arrangement est d’être modulable en fonction des besoins de l’utilisateur en termes de nature et de débit des gaz du mélange. Des modules peuvent être ajoutés ou retirés de l’installation afin de s’adapter à un changement de constituants du mélange. Au sein d’un même module, des éléments tels que les détendeurs, réchauffeurs de gaz, organes régulateurs de débit peuvent aussi être ajoutés ou retirés pour s’adapter à un changement de teneur cible et donc à une évolution du débit souhaité pour le gaz minoritaire.
Les modules comprennent des ouvertures d’entrée de gaz pour une alimentation avec les gaz minoritaires et porteur. D’autres entrées de gaz peuvent être prévues, notamment pour un gaz de balayage ou un gaz étalon pour la calibration de l’unité d’analyse.
Peuvent aussi être prévus au sein des modules, en étant fixée sur les parois de manière connue dans l’état de la technique : un réservoir tampon, un système de conduites de gaz, des moyens de contrôle et/ou de maintenance du système de conduites de gaz tels que des vannes, des détendeurs, des organes de mesure de pression,... permettant de réaliser les opérations telles que la distribution de gaz, l’ouverture ou la fermeture de certaines conduites ou portions de conduites, la gestion de la pression de gaz, la réalisation de cycles de purge, de tests de fuite,...
REFORMEUR La présente invention concerne un reformeur.
- selon une deuxième variante de réalisation, une hauteur du dispositif de déflexion varie de manière décroissante le long de la portion d’amplification et en direction du deuxième bord du corps creux ;
- dans le cas où la hauteur du dispositif de déflexion varie de manière décroissante le long de la portion d’amplification, un écart entre la hauteur du dispositif de déflexion mesurée au voisinage du deuxième bord du corps creux et une hauteur du dispositif de déflexion mesurée au voisinage du premier bord creux est de l’ordre de 5 à 10 millimètres, avantageusement comprise entre 5.5 et 7.5 millimètres, préférentiellement de l’ordre de 6 millimètres. Autrement dit, la hauteur du dispositif de déflexion mesurée au voisinage du deuxième bord du corps creux est inférieure à la hauteur du dispositif de déflexion mesurée au voisinage du premier bord du corps creux d’environ 6 millimètres ;
- dans le cas où la hauteur du dispositif de déflexion varie de manière croissante ou décroissante, la hauteur du dispositif de déflexion varie, le long de la portion d’amplification, de manière monotone ;
- dans le cas où la hauteur du dispositif de déflexion varie de manière croissante ou décroissante, la variation de hauteur du dispositif de déflexion est, le long de la portion d’amplification, linéaire ou non-linéaire ;
- selon une troisième variante de réalisation, une hauteur du dispositif de déflexion est constante le long de la portion d’amplification ;
Il est à noter que certains éléments qui sont présents dans la n’ont pas été représentés dans les figures 3 et 4, par exemple le système de contrôle de l’aéronef dans la , et le système de régulation principal du moteur 1 dans les figures 3 et 4. Ces éléments sont bien présents dans le groupe propulsif hybride selon l’invention, mais n’ont pas été représentés afin de faciliter la lecture des figures 3 et 4.
ENSEMBLE PROPULSIF POUR UN AÉRONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne le domaine général de l’aéronautique. Elle vise plus particulièrement un ensemble propulsif pour un aéronef comportant une turbomachine à plusieurs flux et une nacelle. L’invention concerne également un aéronef comportant un tel ensemble propulsif.
Arrière-plan technique De manière conventionnelle, un ensemble propulsif comprend une nacelle entourant une turbomachine qui permet de générer la poussée nécessaire à la propulsion d’un aéronef, qu’il s’agisse d’un avion de ligne ou de chasse, etc. Dans ce but, la turbomachine comprend successivement au moins un compresseur qui compresse un flux d’air entrant dans la nacelle, une chambre de combustion dans laquelle l’air compressé préalablement est mélangé à du carburant puis enflammé afin de générer un flux de gaz chaud propulsif, et au moins une turbine qui est mise en rotation par ce flux de gaz chaud, la turbine étant connectée par un arbre au compresseur. Ces éléments forment le moteur également appelé générateur de gaz. Le flux de gaz chaud s’échappe ensuite par une tuyère en sortie de la turbomachine. Un aubage de rotor également appelé soufflante est généralement monté en amont du générateur de gaz de manière à accélérer le flux d’air primaire.
Il existe également des turbomachines à plusieurs flux dans lesquelles un séparateur annulaire est monté entre la nacelle et le générateur de gaz de manière à séparer le flux entrant dans la nacelle en un flux d’air primaire s’écoulant dans le générateur de gaz et un flux d’air secondaire froid qui circule dans la veine formée par l’espace entre la nacelle et le séparateur. Ces turbomachines présentent comme principal avantage d’être moins consommatrices de carburant et moins bruyantes.
L’utilisation des turbomachines à plusieurs flux est caractérisée par leur taux de dilution qui correspond au rapport de la masse du flux secondaire/tertiaire sur la masse du flux primaire. Ce taux de dilution peut également varier en fonction des phases de vol de l’aéronef, notamment dans les turbomachines à cycle variable. Néanmoins, des variations du taux de dilution peuvent conduire à des pertes de flux secondaire/tertiaire donc à des baisses d’efficacité et d’opérabilité de la turbomachine.
La présente invention a pour but de pallier cet inconvénient en proposant une architecture permettant à la fois le redressement des flux d’air entrant dans la turbomachine et la minimisation de l’impact des changements de taux de dilution sur le générateur de gaz.
À cet effet, l'invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant une turbomachine à plusieurs flux et une nacelle qui entoure la turbomachine, ladite turbomachine comportant : - un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, ledit générateur de gaz étant agencé le long d’un axe longitudinal, - au moins une première hélice montée à l’intérieur de la nacelle et autour de l’axe longitudinal et configurée pour accélérer un flux d’entrée d’air entrant dans la nacelle, - au moins un élément annulaire agencé radialement entre le générateur de gaz et la nacelle et définissant une première veine annulaire interne d’alimentation du générateur de gaz, et une deuxième veine annulaire externe avec la nacelle, ledit élément annulaire comportant en amont un premier bec de séparation annulaire qui est configuré pour séparer ledit flux d’entrée d’air en un premier flux d’air s’écoulant dans ladite première veine et en un second flux d’air s’écoulant dans ladite seconde veine annulaire externe,
L’ensemble propulsif étant caractérisé en ce qu’il comporte en outre : - un premier aubage de stator s’étendant radialement entre un carter du générateur de gaz et la nacelle, en amont du premier bec de séparation annulaire et en aval de ladite première hélice, et - un second aubage de stator s’étendant radialement entre un carter du générateur de gaz et l’élément annulaire, en aval dudit premier bec de séparation et en amont d’un premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, et/ou entre l’élément annulaire et la nacelle, en aval dudit premier bec de séparation annulaire,
et en ce qu’au moins un desdits premier et second aubage de stator est à calage variable ou comprend une portion à calage variable.
Ainsi, grâce à l’invention, le redressement des flux d’air entrant dans la nacelle est effectué en amont du séparateur de sorte que les aubages présents dans les veines ont seulement pour fonction de protéger la turbomachine des changements du taux de dilution. Une telle architecture permet de simplifier la construction et le montage des différents aubages présents dans des espaces limités tels que les veines. Elle permet également plus de liberté sur le positionnement de l’aubage de stator variable (qui est entièrement à calage variable, ou qui comprend seulement une portion à calage variable et donc une autre portion fixe) en fonction de la place disponible. Par exemple, l’espace disponible est souvent très restreint au niveau du premier bec de séparation (car l’épaisseur disponible dans cette zone est plus faible forcément), donc il peut être plus intéressant de le mettre dans la nacelle.
L’ensemble propulsif peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison les unes avec les autres : - le premier aubage de stator est à calage variable, - ladite deuxième veine annulaire externe est dépourvue d’aubage de stator depuis ledit premier bec de séparation annulaire jusqu’à un plan perpendiculaire audit axe longitudinal et passant sensiblement par un premier aubage de stator dudit au moins un compresseur du générateur de gaz,
-- notamment dans la configuration qui précède, lorsque le premier aubage de stator est à calage variable, le second aubage de stator peut être entièrement fixe et ne pas être à calage variable ; dans cette configuration en effet, il n’est pas forcément nécessaire d’avoir deux aubages de stator consécutifs à calage variable, - ladite deuxième veine annulaire externe comprend un troisième aubage de stator en aval dudit premier bec de séparation annulaire,
-- notamment dans la configuration qui précède, lorsque le premier aubage de stator est à calage variable et que le second aubage de stator est entièrement fixe, le troisième aubage de stator peut comprendre une portion à calage variable et donc une portion fixe ; dans cette configuration également, il n’est pas forcément nécessaire d’avoir deux aubages de stator consécutifs à calage variable, - le troisième aubage de stator est situé en aval ou au droit des bords d’attaque des pales dudit second aubage de stator, et en amont ou au droit des bords d’attaque des pales d’un premier aubage de stator dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, - le second aubage de stator s’étend radialement entre l’élément annulaire et la nacelle, et ladite première veine annulaire interne est dépourvue d’aubage de stator en amont d’un premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz,
-- notamment dans la configuration qui précède, le second aubage de stator est de préférence à calage variable, - le second aubage de stator est situé en aval ou au droit des bords d’attaque des pales dudit premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, et en amont ou au droit des bords de fuite des pales d’un premier aubage de stator dudit au moins un compresseur, - le premier aubage de stator et/ou ledit second aubage de stator comprend des pales dont une portion amont comporte un bord d’attaque mobile en rotation autour d’un axe sensiblement radial, et dont une portion aval comporte un bord de fuite fixe,
-- le premier aubage de stator et/ou le second aubage de stator comprend des pales dont une portion aval comporte un bord de fuite mobile en rotation autour d’un axe sensiblement radial, et une portion amont comporte un bord de fuite fixe, et - ladite au moins une première hélice et ledit premier aubage de rotor sont reliés à un même arbre, de préférence par l’intermédiaire d’un réducteur mécanique de vitesse.
La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, comportant un ensemble propulsif tel que celui susmentionné.
• le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) ou d’émissions de CO2 lors de la combustion ;
• le niveau de cokéfaction du carburant ;
v. une ou plusieurs propriétés du carburant lui-même, indépendantes de son utilisation dans un moteur 10 ou de sa combustion, telles que :
• la stabilité thermique du carburant (par exemple la température de dégradation thermique) ; et
• une ou plusieurs propriétés physiques telles que la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique, la température de congélation et/ou la capacité calorifique.
Les caractéristiques de carburant à suivre peuvent être sélectionnées sur la base des propriétés du carburant les plus pertinentes pour les changements qui peuvent être apportés au système de propulsion 2.
L’obtention des caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement peut comprendre une ou plusieurs parmi :
(i) la détection physique et/ou chimique d’un(e) ou plusieurs caractéristiques ou paramètres de la composition du carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 (ceci peut permettre une détection directe des caractéristiques de carburant, et/ou peut permettre aux caractéristiques de carburant d’être déterminées à partir des résultats de détection), et/ou la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés de trace ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple un colorant) ;
(ii) l’obtention du résultat d’une détermination antérieure effectuée en utilisant une approche de sommation infinie active telle que décrite ici, par exemple en récupérant une ou plusieurs valeurs de caractéristiques de carburant à partir d’un magasin de données local à bord de l’aéronef 1 ;
(iii) la réception de données, par exemple à partir d’une entrée fournie au niveau d’une interface utilisateur, ou de données transmises à l’aéronef 1.
Dans certains exemples, plusieurs procédés différents peuvent être exécutés pour obtenir les caractéristiques de carburant - par exemple, différents procédés peuvent être utilisés pour différentes caractéristiques, et/ou différents procédés peuvent être utilisés pour la même caractéristique comme contrôle. Dans certains exemples, l’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention de données de caractéristiques de carburant stockées, et la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement, et la comparaison de ceux-ci aux données de caractéristiques de carburant stockées. L’entrée à l’étape de calcul décrite ci-dessous peut donc être vérifiée sur la base du ou des plusieurs paramètres détectés. S’il existe une discordance entre la caractéristique de carburant stockée et le paramètre détecté correspondant, une alerte peut être prévue.
Comme mentionné ci-dessus, pour cette approche, on suppose généralement que les carburants sont parfaitement miscibles, formant un mélange homogène dans les réservoirs 50, 53. Cependant, s’il existe une possibilité de mélange imparfait de carburants dans le réservoir 50, 53 (par exemple après une longue période sans mouvement pour un mélange de carburants connu pour contenir des carburants de densités différentes), la composition de carburant sortant du réservoir de carburant 50, 53 sur son chemin vers le moteur 10, 44 peut être examinée. Si les caractéristiques de carburant mesurées, calculées ou autrement déterminées du carburant quittant le réservoir 50, 53 diffèrent de celles du mélange homogène attendu dans le réservoir 50, 53, un éventuel problème de mélange imparfait peut être signalé dans certains scénarios (par exemple s’il existe une différence de densité significative entre le carburant déjà dans le réservoir et le carburant nouvellement ajouté, ce qui pourrait entraîner une stratification) au lieu, ou en plus, de la signalisation d’éventuelles erreurs de compréhension du contenu global du réservoir.
Les caractéristiques de carburant peuvent être détectées de diverses manières, à la fois directes (par exemple à partir de données de capteur correspondant à la caractéristique de carburant en question) et indirectes (par exemple par déduction ou calcul à partir d’autres caractéristiques ou mesures, ou par référence à des données d’un traceur détecté spécifique dans le carburant). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par rapport à un autre carburant, ou en tant que valeurs absolues. Par exemple, un ou plusieurs des procédés de détection suivants peuvent être utilisés :
• La teneur en hydrocarbures aromatiques ou en cycloparaffines du carburant peut être déterminée sur la base des mesures du gonflement d’un composant de capteur fabriqué à partir d’un matériau d’étanchéité tel qu’un matériau d’étanchéité en nitrile.
• Des substances ou espèces de trace, présentes naturellement dans le carburant ou ajoutées pour servir de traceur, peuvent être utilisées pour déterminer des caractéristiques de carburant telles que le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ou si le carburant est le kérosène.
• Les mesures du mode vibratoire d’un cristal piézoélectrique exposé au carburant peuvent être utilisées comme base pour la détermination de diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en composés aromatiques du carburant, la teneur en oxygène du carburant et la stabilité thermique ou le niveau de cokéfaction du carburant - par exemple en mesurant l’accumulation de dépôts superficiels sur le cristal piézoélectrique qui entraînera un changement de mode vibratoire.
Dans certains exemples, le procédé peut comprendre l’initiation automatique du changement du profil de vol sur la base des caractéristiques déterminées. Dans certains exemples, le procédé peut comprendre le fait d’informer un pilote du changement suggéré du profil de vol sur la base des caractéristiques déterminées et le fait de donner au pilote la possibilité de confirmer ou d’annuler le changement. Dans certaines mises en œuvre, l’un et/ou l’autre exemples peuvent être mis en œuvre en fonction de la nature du changement.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peuvent comprendre au moins l’une des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus.
Le changement du profil de vol sur la base des caractéristiques de carburant peut comprendre au moins l’un de ce qui suit :
La détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peut comprendre la mise en œuvre du procédé du premier aspect, en particulier par :
Le procédé peut en outre comprendre la réception de conditions météorologiques prévues pour un itinéraire prévu de l’aéronef. Les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer les changements d’itinéraire et/ou d’altitude planifiés.
La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de données de composition de carburant reçues, par exemple, des données envoyées par voie électronique à l’aéronef par un tiers ou saisies en utilisant une interface utilisateur à bord de l’aéronef. Les données de composition de carburant peuvent être fournies à l’aéronef lors du ravitaillement.
Une ou plusieurs des caractéristiques de carburant, par exemple, un pouvoir calorifique, peuvent être déduites des performances du moteur à turbine à gaz pendant au moins l’un parmi le réchauffement du moteur, le roulage, le décollage et la montée de l’aéronef. Le profil de vol planifié pendant la croisière peut être modifié/le profil de vol peut être mis à jour sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déduites.
Selon un cinquième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend :
De plus, les quatre étapes 1E3-1E6 précédentes sont répétées pour une pluralité de temps d’attente et une pluralité de fois pour chacun de ces temps d’attente de sorte à déterminer la probabilité de mesurer le premier état de charge en fonction du temp d’attente et ainsi déterminer le taux tunnel associé au troisième point de fonctionnement P so nde .
Autrement dit, pour chaque temps d’attente, une statistique de l’état de charge mesuré va être constituée de sorte à pouvoir déterminer la probabilité de mesurer le premier état de charge après le temps d’attente considéré. Puis, cette opération va être répétée pour une pluralité de temps d’attente de sorte à pouvoir déterminer la probabilité de mesurer le premier état de charge en fonction du temps d’attente.
L’évolution de cette probabilité est illustrée à la où la probabilité associée au premier état de charge est noté P(EC). En outre, la décroissance de cette probabilité permet de déterminer le taux tunnel associé à la barrière de potentiel séparant les deux sous-systèmes. A partir de cette décroissance, il est donc possible de déterminer le taux tunnel associé au troisième point de fonctionnement P sonde .
Lorsque le régime isolé correspond au régime partiellement isolé
Pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation partielle, le trajet du point de fonctionnement lors de la réinitialisation est illustré à la . De plus, dans ce mode de réalisation, la probabilité mesurée en fonction du temps d’attente est la probabilité de mesurer le couple de boite quantique dans l’état de charge 2.
Lorsque le régime isolé correspond au régime tota lement isolé
Pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation totale, le trajet du point de fonctionnement lors de la réinitialisation est illustré à la . De plus, dans ce mode de réalisation, la probabilité mesurée en fonction du temps d’attente est la probabilité de mesurer la première boite quantique dans l’état de charge 1 (ou, dit autrement, le couple de boite quantique dans l’état de charge (1,1)). Une fois que la valeur du paramètre est connu, il convient de déterminer si cette dernière correspond à un régime isolé pour la durée de référence ou s’il est nécessaire d’examiner un nouveau point de fonctionnement.
Détermination conditionnelle d’un nouveau troisième point de fonctionnement