INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente divulgation peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion. À titre d’exemple additionnel, le moteur à turbine à gaz représenté sur la possède une tuyère à flux divisé 18, 20, c’est à dire que le flux à travers le conduit de dérivation 22 possède sa propre tuyère 18 qui est séparée et radialement à l’extérieur de la tuyère de moteur principale 20. Cependant, ceci n’est pas limitatif, et tout aspect de la présente divulgation peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une seule tuyère, qui peut être appelée tuyère à flux mixte. Une ou les deux tuyères (qu’il s’agisse d’une tuyère à flux mixte ou divisé) peut/peuvent avoir une surface fixe ou variable.
Bien que l’exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la divulgation peut s’appliquer, par exemple, à tout type de moteur à turbine à gaz, tel que, par exemple, un moteur à rotor non caréné (dont l’étage de soufflante n’est pas entouré d’une nacelle) ou un turbopropulseur. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre de boîte d’engrenages 30.
La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et de ses composants, est définie par un système d’axe conventionnel, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l’axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction de bas en haut à la ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page dans la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont perpendiculaires entre elles.
La , déjà commentée, est une vue éclatée d’une nacelle et d’un turboréacteur d’un aéronef selon l’art antérieur.
La , déjà commentée, est une vue en perspective filaire d’un ensemble d’extinction pour un aéronef selon l’art antérieur.
La est une vue en coupe en perspective d’un ensemble comprenant une nacelle et un dispositif d’extinction selon un mode de réalisation de l’invention.
Les figures 4a et 4b sont des vues de côté schématiques d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention et d’un turboréacteur, dans lequel un extincteur est situé entre la protection thermique et la surface interne respectivement de la structure interne fixe de la nacelle et du carter de soufflante de la nacelle.
La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention.
Les figures 6a et 6b sont respectivement une vue de face schématique et une vue de côté schématique d’un extincteur monté sur une structure fixe de nacelle d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention.
Les figures 7a et 7b sont respectivement une vue de côté schématique et une vue de dessous schématique d’un extincteur monté sur une structure fixe de nacelle d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, dans lequel un capot de la protection thermique est monté sur la structure fixe de la nacelle.
Les figures 8a et 8b sont respectivement une vue de côté schématique et une vue de dessous schématique d’un extincteur monté sur une structure fixe de nacelle d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, dans lequel un capot de la protection thermique est monté sur l’extincteur.
La est une vue de côté schématique d’une enceinte ventilée logeant un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention.
La est une vue de côté schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention comprenant un couple de deux extincteurs associés à un point d’injection prédéterminé, et d’un turboréacteur.
La est une vue de côté schématique d’un couple de deux extincteurs d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, les deux extincteurs étant associés à un point d’injection prédéterminé et comprenant une buse de pulvérisation commune.
La est une vue de côté schématique d’un couple de deux extincteurs d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, les deux extincteurs étant associés à un point d’injection prédéterminé et comprenant deux buses de pulvérisation séparées.
La est une vue en perspective schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention comprenant deux extincteurs montés sur la structure fixe de la nacelle par le biais de ferrures de la structure fixe.
La est une vue en perspective schématique d’une ferrure de la structure fixe adaptée pour monter un extincteur sur la structure fixe d’une nacelle d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention.
La est une vue de côté schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention comprenant un extincteur dont le réservoir et le générateur de gaz sont séparés.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Un ensemble pour une turbomachine 2 d’aéronef est illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 3, 4 et 10. L’ensemble comprend : - une nacelle 1 s’étendant sensiblement autour d’un axe longitudinal, ladite nacelle 1 comprenant une structure fixe 11, 15, 16 adaptée pour être disposée autour de la turbomachine 2, ladite structure fixe 11, 15, 16 comprenant une surface interne 12 adaptée pour délimiter avec une surface externe de la turbomachine 2 une zone "feu" 100, 200 de la nacelle 1, - une protection thermique 4 recouvrant la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 au niveau de la zone "feu" 100, 200 de la nacelle 1, et - un extincteur 3 conçu pour éteindre un feu dans la zone "feu" 100, 200 de la nacelle 1, ledit extincteur 3 comprenant un réservoir 31 adapté pour contenir un agent d’extinction.
ETAT DE LA TECHNIQUE Un aéronef comprend classiquement au moins système propulsif pour en assurer la propulsion. Le système propulsif peut être une turbomachine, par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur, ou peut être un moteur hybride ou électrique.
Le système propulsif est logé dans une nacelle. La nacelle est fixée à un pylône, ou mât, qui supporte le système propulsif, le pylône étant lui-même fixé sous une aile de l’aéronef.
Ainsi qu’illustrée en figures 1a et 1b, une nacelle 1 peut comprendre une entrée d’air en amont de la turbomachine 2, l’amont et l’aval étant définis par rapport au sens de l’écoulement des gaz dans la turbomachine 2 en fonctionnement, un carter de soufflante 15 entourant la soufflante de la turbomachine 2, un carter intermédiaire entourant au moins partiellement un compresseur de la turbomachine 2, et une structure interne fixe 11 (en anglais « IFS » : Internal Fixed Structure). La structure interne fixe 11 entoure au moins la chambre de combustion de la turbomachine 2. La tuyère d’éjection 23 de la turbomachine est située en aval de la structure interne fixe 11.
Une zone feu du système propulsif correspond à une zone dans laquelle il faut pouvoir éteindre un feu qui s’y déclencherait. Une zone feu est ainsi définie par la présence possible d'un fluide inflammable (huile, kérosène, huile hydraulique…) simultanément avec une source d'ignition (circuit électrique, pièces chaudes, source d'étincelles…).
La structure interne fixe de la nacelle et la chambre de combustion de la turbomachine peuvent délimiter une zone feu dite « chaude ». Cette zone feu chaude est soumise à des températures élevées lors du fonctionnement de la turbomachine, typiquement supérieures à 110°C, par exemple qui peuvent environner les 250°C voire les 500°C, y compris en l’absence de feu dans la turbomachine.
Le carter de soufflante 15 de la nacelle et la soufflante délimitent une zone feu dite « froide ». Cette zone feu froide est soumise lors du fonctionnement de la turbomachine en l’absence de feu à des températures inférieures à celles de la zone feu chaude.
Afin d’éviter d’endommager des structures vitales de l’aéronef lorsqu’un système propulsif prend feu, la réglementation actuelle exige la présence d’un dispositif d’extinction qui soit apte à éteindre un feu se déclarant dans n’importe laquelle des zones feu du système propulsif.
Les dispositifs d’extinction actuels sont classiquement montés sous l’aile de l’aéronef, à proximité du pylône sur lequel le système propulsif est monté, ou directement sous le pylône, de sorte à être porté par le pylône ou par l’aile. Ces dispositifs d’extinction peuvent être constitués de bouteilles de gaz sous pression sphériques, qui résistent à la pression interne en limitant la masse de la bouteille : par exemple, il peut s’agir de bonbonnes réparties sous le pylône et contenant du Halon, qui est un agent gazeux à base de bromotrifluorométhane. La illustre un tel dispositif d’extinction comprenant des bouteilles de gaz sous pression sphériques 3’ montées sous l’aile 500 de l’aéronef, à proximité du pylône 600.
Ces dispositifs d’extinction comprennent en outre une unité de contrôle, montée sur le pylône ou sur l’aile à proximité des bouteilles de gaz sous pression sphériques, et reliée à celles-ci par un câble électrique. Le pilote, informé du feu lorsque les capteurs d’incendie détectent un incendie dans le système propulsif, peut déclencher une extinction en envoyant une commande depuis le cockpit à l’unité de contrôle. La commande est transmise de l’unité de contrôle aux bouteilles de gaz sous pression sphériques via le câble électrique. En réponse à la commande, les bouteilles de gaz sous pression sphériques aspergent la zone feu concernée par l’incendie.
Néanmoins, l’agent d’extinction est injecté par la partie supérieure de la nacelle, en une position qui peut être relativement éloignée du feu à éteindre. Ainsi, une grande quantité d’agent d’extinction doit être injectée pour parvenir à submerger la zone feu en vue d’éteindre le feu, ce qui génère des pertes importantes d’agent d’extinction. Cela entraîne un accroissement significatif du poids du dispositif d’extinction, et donc du système propulsif. Des canalisations peuvent être mises en place pour acheminer l’agent d’extinction depuis les bonbonnes jusqu’à la ou les zones feu concernées par le feu, afin d’injecter l’agent d’extinction au plus près du feu. Néanmoins, ces canalisations sont complexes, pèsent lourd, et si l'on veut injecter au plus près dans la nacelle, la prolongation de ces lignes nécessite des raccordements supplémentaires lors du démontage et du remontage de la nacelle pour des raisons de maintenance du système propulsif, ce qui engendre de la complexité et des risques pour la sécurité en cas de mauvais raccordement. En outre, les bonbonnes, intégrées sous l’aile ou sous le pylône, dégradent l’aérodynamisme de l’écoulement au niveau du pylône, ce qui diminue le rendement propulsif du système propulsif.
Des dispositifs d’extinction connus sont adaptés pour injecter un agent d’extinction liquide autre que le Halon par le biais d’une seringue pressurisée. Par exemple, le document FR 3,077,989 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir de stockage d’un agent d’extinction, une chambre à volume variable, un piston situé entre le réservoir et la chambre à volume variable, et un générateur de gaz configuré pour mettre sous pression l’agent d’extinction afin de le distribuer à l’extérieur du réservoir. Ces dispositifs nécessitent, pour être activés et déclencher ainsi une extinction, une énergie d’activation de l’ordre de quelques Watts. Cette énergie d’activation permet de déclencher l’allumage du générateur de gaz. Le générateur de gaz injecte alors un gaz propulsif dans la chambre à volume variable, ce qui entraîne un déplacement du piston qui tend à expulser l’agent d’extinction hors du réservoir via la buse. L’énergie d’activation est fournie au générateur de gaz depuis l’unité de contrôle via un câble électrique qui relie l’unité de contrôle au générateur de gaz.
D’autres dispositifs d’extinction, tels que celui décrit dans le document FR 3,060,652 A1, prévoient d’étouffer le feu de zones feu d’une nacelle par constriction, à l’aide d’un générateur de gaz adapté pour déplacer une paroi souple d’extinction vers la zone feu de la nacelle, afin de se passer d’agents d’extinction chimiques.
Enfin, le document FR 3,041,936 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir d’agent d’extinction situé au niveau de la section amont ou de la section médiane de la nacelle. L’agent d’extinction peut être libéré par l’explosion d’une cartouche pyrotechnique, génératrice de gaz sous pression. Néanmoins, le dispositif d’extinction est alors situé loin de la zone feu dite « chaude » de la nacelle, et les extincteurs ne sont pas configurés pour y injecter l’agent d’extinction. Par conséquent, ce dispositif d’extinction ne permet pas d’éteindre efficacement un feu se déclenchant dans cette zone feu chaude. Eteindre un feu en zone feu chaude supposerait d’ajouter des canalisations complexes pour relier l’extincteur à la structure interne fixe de la nacelle. En outre, le dispositif d’extinction lui-même ne pourrait pas être déplacé au niveau de la structure interne fixe de la nacelle, car il présente une résistance limitée aux températures élevées, et ne supporterait pas les températures auxquelles est soumise la zone feu chaude de la nacelle.
Un objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone "feu" dite « chaude » d’une turbomachine avec une efficacité améliorée par rapport à l’art antérieur.
Selon un premier aspect, l’invention concerne un ensemble pour une turbomachine d’aéronef, comprenant : - une nacelle s’étendant sensiblement autour d’un axe longitudinal, ladite nacelle comprenant une structure fixe adaptée pour être disposée autour de la turbomachine, ladite structure fixe comprenant une surface interne adaptée pour délimiter avec une surface externe de la turbomachine une zone "feu" de la nacelle, - une protection thermique recouvrant la surface interne de la structure fixe de la nacelle au niveau de la zone "feu" de la nacelle, et - un extincteur conçu pour éteindre un feu dans la zone "feu" de la nacelle, ledit extincteur comprenant un réservoir adapté pour contenir un agent d’extinction, l’ensemble étant caractérisé en ce que ledit réservoir est situé entre la protection thermique et la surface interne de la structure fixe de la nacelle.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- l’extincteur comprend en outre une chambre à volume variable, un piston situé entre le réservoir et la chambre à volume variable, un générateur de gaz configuré pour injecter un gaz propulsif dans la chambre à volume variable, ladite injection de gaz propulsif étant propre à engendrer un mouvement du piston pour mettre sous pression l’agent d’extinction, et une buse de pulvérisation configurée pour expulser l’agent d’extinction mis sous pression hors du réservoir ;
- l’extincteur est monté fixement sur la structure fixe de la nacelle de sorte qu’une position et une orientation du réservoir et/ou de la buse de pulvérisation sont fixes par rapport à la surface interne de la structure fixe ;
- le générateur de gaz est monté à distance du réservoir, entre la surface interne et une surface externe de la structure fixe de la nacelle, et l’extincteur comprend en outre un tube de connexion adapté pour raccorder le générateur de gaz et la chambre à volume variable ;
- la protection thermique comprend un capot d’accès à l’extincteur ;
- la protection thermique est configurée pour délimiter au moins partiellement une enceinte adaptée pour loger l’extincteur, et l’enceinte est une enceinte ventilée comprenant une entrée de ventilation et une sortie de ventilation ;
- l’ensemble comprend au moins deux extincteurs configurés pour expulser l’agent d’extinction au niveau d’un même point d’injection prédéterminé, et comprend en outre une unité de contrôle adaptée pour activer les deux extincteurs dudit couple indépendamment l’un de l’autre ;
- chacun des extincteurs est adapté pour expulser l’agent d’extinction au niveau du point d’injection prédéterminé par l’intermédiaire d’une buse de pulvérisation commune aux deux extincteurs, les réservoirs de chacun des deux extincteurs étant raccordés à ladite buse de pulvérisation commune ;
- la structure fixe est une structure interne fixe ;
- la structure fixe est un carter de soufflante ;
- la structure fixe est un carter intermédiaire.
Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un système propulsif pour un aéronef, comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, la structure fixe de la nacelle étant adaptée pour être disposée autour de ladite turbomachine.
Selon un troisième aspect, l’invention concerne un aéronef comprenant un système propulsif selon le deuxième aspect, dans lequel chaque extincteur de l’ensemble est situé entre la protection thermique et une surface interne de la structure fixe de la nacelle.
Le procédé 2070 comprend en outre la fourniture 2074 d’un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 et 53 et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut fonctionner uniquement en vol. Dans des exemples dans lesquels il fonctionne à la fois en vol et pendant des opérations au sol, la stratégie de commande qu’il emploie peut différer entre les opérations en vol et au sol dans certains exemples. Dans d’autres exemples, par exemple, où tous les carburants disponibles ont des émissions de nvPM suffisamment faibles, une commande du carburant sur la base de la poussée et du pouvoir calorifique peut en outre être effectuée pendant des opérations au sol.
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 2074 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.
Le dispositif de gestion de carburant 214 est agencé 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, 53 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. Cette commande peut être effectuée tout au long du fonctionnement de l’aéronef, ou seulement à certains stades (par exemple, uniquement en vol, ou uniquement pendant la croisière).
Les inventeurs ont également apprécié que les normes actuelles signifient qu’un SAF (pur) ne peut pas être utilisé pour les vols commerciaux, mais qu’un SAF pourrait être utilisé pour des opérations au sol, par exemple pour réduire les émissions des aéroports. De même, il peut y avoir des avantages à utiliser un tel carburant d’aviation durable pour des opérations au sol, même lorsqu’il peut également être utilisé en vol, par exemple pour maximiser les avantages environnementaux d’une quantité limitée de SAF disponible. En outre, si des carburants qui ne sont pas des SAF purs mais qui contiennent plutôt une proportion de SAF sont disponibles pour l’aéronef 1, l’utilisation du ou des carburants ayant le % de SAF le plus élevé pour des opérations au sol peut réduire en conséquence les émissions des aéroports et ainsi améliorer la qualité de l’air. La reconception du circuit de carburant de l’aéronef peut donc permettre de réaliser des avantages techniques et environnementaux du SAF, que le SAF soit fourni ou non dans le cadre d’un mélange.
Si seule une quantité relativement faible de SAF pur ou d’un mélange à pourcentage de SAF élevé est disponible pour un aéronef 1 (le reste du carburant étant soit du carburant à base de pétrole, soit un mélange à faible pourcentage de SAF), le plus grand avantage de ce SAF (ou d’un mélange à pourcentage de SAF élevé) peut donc être obtenu en utilisant ce carburant dans et autour de l’aéroport, où la demande de puissance est relativement faible (voir les discussions sur la génération de nvPM ci-dessus).
Pour les mêmes raisons, ce SAF ou mélange à % de SAF élevé, éventuellement stocké dans un premier réservoir de carburant 52 comme décrit ci-dessus, peut être utilisé dans le groupe auxiliaire de puissance (APU) 44 de l’aéronef 1, par exemple à la porte d’un aéroport.
Bien qu’il soit apprécié qu’un carburant synthétique puisse être fabriqué pour imiter exactement un carburant kérosène traditionnel, une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un SAF stocké à bord de l’aéronef 1 peuvent différer des caractéristiques de carburant du ou des plusieurs autres carburants stockés à bord de l’aéronef 1, dans d’autres réservoirs.
Les caractéristiques de carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques de carburant décrites ci-dessus, et peuvent être déterminées en utilisant l’une quelconque des approches décrites ci-dessus, y compris par l’un quelconque des exemples de techniques de détection énumérées.
Si deux SAF différents ou plus, ou deux mélanges de SAF différents ou plus ayant le même % de SAF, sont disponibles pour l’aéronef 1, une ou plusieurs autres caractéristiques de carburant, telles que le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ou le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) lors de la combustion - peuvent être utilisées pour choisir entre deux carburants ou plus ayant le même % de SAF. Un ou plusieurs autres paramètres susceptibles d’influencer la qualité de l’air autour d’un échappement de l’aéronef 1 peuvent également être comparés afin de sélectionner le carburant susceptible de fournir les meilleurs résultats de qualité de l’air. Les facteurs environnementaux (par exemple, l’altitude et l’humidité de l’aéroport) peuvent également être pris en compte dans cette évaluation.
Dans les présents exemples, décrits par rapport aux Figures 14 et 18, 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.
Dans l’exemple décrit, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable pur (SAF), c’est-à-dire 100% d’origine durable et non dérivé du kérosène/d’origine fossile. Dans d’autres exemples, de multiples réservoirs de carburant d’une pluralité de réservoirs de carburant peuvent tous contenir un SAF - l’un quelconque du sous-ensemble de réservoirs de carburant contenant un SAF peut donc être utilisé pour fournir du SAF ; on comprendra que l’exemple d’un seul réservoir de carburant 52 contenant un SAF est décrit ici uniquement à titre d’exemple non limitatif.