INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans le deuxième cas, un transfert de charge est possible entre la première boite quantique QD1 et la deuxième boite quantique QD2. Aussi, si le point de fonctionnement final C final est associée un état de charge fondamental différent de l’état de charge fondamental associée au point de fonctionnement initial C i init , ce dernier est modifié lors de la sous-étape de variation du deuxième paramètre . Par exemple, sur la , l’état de charge du système à l’issue de la sous-étape de variation du deuxième paramètre est (2,0) quelle que soit le point de fonctionnement intermédiaire C i int (et donc le point de fonctionnement initial) considéré. Il ressort de ce qui précède que, dans ce deuxième cas, la distribution des états de charge initiale ne sera pas conservée. Autrement dit la probabilité associée un état de charge à l’état initial est différente de la probabilité associé audit état de charge à l’état final.
Afin de pouvoir établir l’état de charge du système au point de fonctionnement final C final , une sous-étape de détermination de l’état de charge du système au point de fonctionnement final C final est donc mise en œuvre.
Comme mentionné précédemment, ces sous-étapes sont réalisées pour une pluralité de point de fonctionnement initiaux C i init . Il est donc possible de constituer une statistique des états de charge mesurés au point de fonctionnement final C final de sorte à déterminer une distribution des états de charge mesurés au point de fonctionnement final C final (et donc la probabilité associée à chaque état de charge au point de fonctionnement final). Pour cela une sous-étape de détermination de la distribution des états de charge mesurés au point de fonctionnement final C final est mise en œuvre.
Comme déjà détaillé, si la valeur du premier paramètre correspond à un régime totalement isolé, alors la distribution des états de charges mesurés au point de fonctionnement final C final sera sensiblement identique à la distribution des états de charge initiale. Aussi, une sous-étape de comparaison de la distribution des états de charge initiale à la distribution des états de charges mesurés au point de fonctionnement final C final est mise en œuvre, la valeur du premier paramètre du point de fonctionnement final C final correspondant à un régime totalement isolé si les deux distributions sont sensiblement identiques.
Dans un mode de réalisation, la distribution initiale et la distribution finale sont sensiblement identiques si, pour chaque état de charge, la probabilité associée à cet état de charge pour le point de fonctionnement initial est identique à la probabilité associée à cet état de charge pour le point de fonctionnement final. Dans un mode de réalisation, la probabilité initiale est identique à la probabilité finale lorsque la différence en valeur absolue entre les deux probabilités est inférieure ou égale à 10% de la valeur initiale, voire inférieure 1% de la valeur initiale, voire encore inférieure ou égale à 0.1% de la valeur initiale.
Par ailleurs, ces différentes sous-étapes étant répétées pour une pluralité de points de fonctionnement finaux C i final et donc, pour une pluralité de valeurs du premier paramètre , il possible d’évaluer la position du régime totalement isolée du couple CP de boites quantiques QD1,QD2.
A partir des statistiques ainsi obtenues, il est ensuite possible de déterminer, pour un point de fonctionnement final donné et donc un état de charge donnée, par exemple (2,0), la probabilité que l’état de charge associé au point de fonctionnement initial soit conservé (c’est-à-dire mesuré lors de la sous-étape de détermination de l’état de charge du couple de boites quantiques au point de fonctionnement final C final ) en fonction de la valeur du premier paramètre . Une telle probabilité est illustrée à la pour les trois états de charge initiaux différents. A partir de cette courbe, il est ensuite possible de déterminer les valeurs de la première tension V1’ correspondant permettant d’obtenir des valeurs du premier paramètre correspondant à un régiment totalement isolé et illustrées par la zone hachurée de la et de la . Pour rappel, le paramètre est considéré comme correspondant à un régime totalement isolé si
où est un coefficient permettant de définir la tolérance à l’erreur et est la durée de référence durant laquelle le couple CP de boites quantiques QD doit être considérée comme étant en régime totalement isolé. Dans un exemple de réalisation, .
En revanche, lorsque ce dernier n’est pas connu, le procédé 300 selon l’invention comprend tout d’abord une étape 3E1 de détermination du point de fonctionnement de lecture P iso , ledit point de fonctionnement de lecture P iso étant déterminé à l’aide d’un procédé 100 selon un premier aspect de l’invention, la durée de référence étant supérieure ou égale à la durée nécessaire à la détermination de l’état de charge. Le point de fonctionnement de lecture P iso ainsi sélectionné est celui pour lequel l’optimisation des paramètres du moyen de mesure CS de l’état de charge sera effectuée.
Une fois le point de fonctionnement de lecture P iso connu, le procédé 300 comprend, à partir de ce point de fonctionnement de lecture P iso et pour une pluralité de jeux de paramètres de mesure les étapes suivantes.
Mesure d u signal associé à un premier état de charge
Le procédé 300 comprend une étape 3E2 de chargement du premier sous-système CP/QD1 dans un premier état de charge suivie d’une étape 3E3 de mesure du signal du moyen de mesure de l’état de charge associé à ce premier état de charge.
A l’issue de ces deux étapes 3E2,3E3, le signal du moyen de mesure CS de l’état de charge correspondant au premier état de charge pour le jeu de paramètres considérée est connu.
Mesure du signal associé à un deuxième état de charge différent du premier état de charge
Le procédé 300 comprend ensuite une étape 3E4 de chargement du premier sous-système CP/QD1 dans un deuxième état de charge différent du premier état de charge suivie d’une étape 3E5 de mesure du signal du moyen de mesure CS de l’état de charge associé à ce deuxième état de charge.
A l’issue de ces deux étapes 3E4,3E5, le signal du moyen de mesure CS de l’état de charge correspondant au premier état de charge pour le jeu de paramètres considérée est connu.
Détermination d e la différence entre les deux signaux mesurés
Une fois un signal mesuré pour chaque état de charge, il est possible de mesurer la différence entre ces deux signaux. Pour cela, le procédé 300 comprend une étape 3E6 de soustraction du signal du moyen de mesure SC associé au premier état de charge par le signal du moyen de mesure SC associé au deuxième état de charge de sorte à obtenir la différence entre les deux signaux pour le jeu de paramètre considéré.
La illustre plusieurs courbes mesurées pour le premier et le deuxième état de charge en fonction d’au moins un paramètre. La différence maximale est matérialisée par les deux flèches noires de part et d’autre de la courbe. La montre la statistique obtenue pour le premier état de charge (ici (1,1)) et le deuxième état de charge (ici (2,2)) pour un jeu de paramètres donné. La différence obtenue (ici en courant) pour ce jeu de paramètres à partir de la statistique est matérialisée schématiquement par la flèche noire dans la partie supérieure du graphique.
Sélection du jeu de paramètres optimal
Dans le procédé 300 selon l’invention, les étapes précédentes 3E2-3E6 sont répétées pour une pluralité de jeux de paramètres du moyen de mesure SC. Il est ainsi possible de déterminer le jeu de paramètres optimal, c’est-à-dire le jeu de paramètres qui permet d’obtenir la différence la plus élevée entre les deux signaux mesurés. Pour cela, le procédé comprend ensuite une étape 3E7 de sélection du jeu de paramètres permettant d’obtenir la différence la plus élevée.
Dans un mode de réalisation le jeu de paramètre comprend le point de fonctionnement de lecture P iso et ces étapes sont répétées pour une pluralité de points de fonctionnement de lecture P iso , le point de fonctionnement de lecture P iso permettant d’obtenir la différence la plus élevée étant retenue dans le jeu de paramètres sélectionné.
Régime partiellement isolé
Dans un mode de réalisation, le système SYS comprend un couple CP de boites quantiques QD ou une boite quantique QD1 du couple CP de boites quantiques QD correspondant au premier système et un réservoir RE de particules chargées PC correspondant au deuxième sous-système. Dans ce mode de réalisation, le régime isolé associé au point de fonctionnement de lecture P iso est le régime partiellement isolé.
L’exemple représenté à la est généralement similaire à celui représenté à la , mais les différences sont décrites ci-dessous.
Dans l’exemple représenté à la , le premier réservoir de carburant 52 est plus petit que le deuxième réservoir de carburant 50. Le premier réservoir de carburant 52 de cette mise en œuvre est situé plus vers l’arrière du fuselage. Le premier réservoir de carburant 52 peut donc être utilisé comme réservoir de compensation 52 en vol - on comprendra que, tel que connu dans l’art, un réservoir de compensation 52 peut être utilisé pour assurer le réglage du centre de gravité dans l’axe longitudinal de l’aéronef 1 ; l’aéronef est « compensé » en pompant du carburant dans (ou hors) d’un réservoir de compensation. Un ou plusieurs capteurs, pompes, soupapes, commandes et autres analogues peuvent être prévus pour commander l’opération de compensation. Dans d’autres mises en œuvre, le premier réservoir de carburant 52 peut ne pas être un réservoir de compensation ; ses raccordements à d’autres réservoirs de carburant 50, 53 peuvent différer ou ne pas être présents dans de telles autres mises en œuvre. Un réservoir de compensation 52 est donc en communication fluidique avec au moins un autre réservoir de carburant 50, 53 d’un aéronef 1 afin de permettre d’effectuer une compensation en vol. Il s’agit d’une communication fluidique pouvant être commandée, de sorte que le premier réservoir 52 puisse être isolé des autres réservoirs 50, 53 et utilisé en tant que source de carburant séparée si nécessaire.
En plus du système de propulsion 2 décrit par rapport à la , un système d’alimentation 4 de la mise en œuvre représentée à la comprend un groupe auxiliaire de puissance (APU) 44. L’APU 44 est un moteur à turbine à gaz plus petit que ceux 10 sur les ailes de l’aéronef 1, et est agencé pour fournir de l’énergie électrique à des systèmes de l’aéronef 1 ; par exemple, l’éclairage, le chauffage, la climatisation et/ou autres analogues. L’APU 44 peut être, par exemple, un APU de la Série 331 de Honeywell, tel que le groupe auxiliaire de puissance (APU) HGT1700. Dans certaines mises en œuvre, l’APU 44 peut être certifié pour une utilisation en vol ; dans d’autres mises en œuvre, il peut être certifié pour une utilisation au sol uniquement. Un APU d’aéronef 44 est généralement agencé pour être démarré à l’aide d’une ou plusieurs batteries d’aéronef afin de fournir de l’énergie électrique ainsi qu’éventuellement de l’air de prélèvement pour la climatisation et pour le démarrage du moteur. L’APU 44 de la mise en œuvre représentée est situé vers l’arrière du fuselage, et n’est pas agencé pour fournir une quelconque puissance propulsive à l’aéronef 1. Dans des mises en œuvre alternatives, l’APU peut être situé différemment (par exemple dans une nacelle 21 de l’aéronef 1), et/ou peut fournir une certaine puissance propulsive.
Dans l’exemple représenté à la , le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour fournir du carburant à l’APU 44. Dans cet exemple, le premier réservoir de carburant 52 est également agencé pour fournir du carburant directement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10, bien que ces raccordements puissent ne pas être présents dans certaines mises en œuvre, ou, en variante, le premier réservoir de carburant 52 peut être agencé pour fournir du carburant directement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10 et non à l’APU 44 dans certaines mises en œuvre.
Dans des mises en œuvre alternatives, le premier réservoir de carburant 52 peut être un réservoir de carburant APU dédié, et peut ne pas être interconnecté fluidiquement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10, ni à aucun autre réservoir de carburant. Dans certains de ces exemples, un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessous peut ne pas être utilisé pour l’alimentation en carburant de l’APU.
Dans diverses mises en œuvre, une pluralité d’orifices de raccordement de conduite de carburant 62 peuvent être prévus, éventuellement pour faciliter la fourniture de différents carburants à différents réservoirs/sources de carburant 50, 52, 53. En variante ou en plus, un système de gestion de l’alimentation en carburant peut diriger un carburant entrant du même orifice 62 vers différents réservoirs, selon le cas. En particulier, dans les exemples décrits, le premier réservoir 52 peut être avitaillé directement à partir d’une alimentation en carburant plutôt que de devoir être rempli par transfert à partir d’un autre réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1. À la , des conduites de carburant internes du/des orifice(s) 62 vers les réservoirs ne sont pas représentées, pour plus de clarté. À la , une conduite de carburant interne est représentée (vers le plus grand réservoir 50) ; on comprendra qu’au moins une deuxième conduite de carburant vers le premier réservoir de carburant 52 serait généralement également prévue mais celle-ci n’est pas représentée pour plus de clarté.
Dans des exemples de la présente invention, l’aéronef 1 a une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53, et en particulier, au moins deux sources de carburant différentes et éventuellement plus. Au moins deux des réservoirs de carburant sont agencés pour contenir des carburants différents - c’est-à-dire des carburants ayant au moins une différence de caractéristiques de carburant - et en particulier, pour contenir des carburants ayant des pouvoirs calorifiques différents.
Une ou plusieurs caractéristiques de carburant de chaque carburant stocké à bord de l’aéronef 1 peuvent être déterminées. Les caractéristiques de carburant déterminées peuvent comprendre un ou plusieurs des exemples de caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus.
La détermination peut être effectuée de nombreuses manières différentes. Par exemple :
• un code à barres d’un carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 peut être scanné pour lire les données du carburant, ou une substance traceuse (par exemple un colorant) est identifiée et les propriétés de carburant sont recherchées sur la base de ce traceur ;
• les données peuvent être saisies manuellement, ou transmises à l’aéronef 1 ;
• un échantillon de carburant peut être extrait pour une analyse au sol avant le décollage ;
• les propriétés de carburant peuvent être déduites de mesures de l’activité du système de propulsion pendant une ou plusieurs périodes de fonctionnement de l’aéronef, par exemple le réchauffement du moteur, le roulage, le décollage, la montée et/ou la croisière ; et/ou
• une ou plusieurs propriétés de carburant peuvent être détectées en vol, par exemple en utilisant des capteurs en ligne et/ou d’autres mesures, et l’une quelconque des approches de détection décrites ci-dessus.
Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal.
Le premier réservoir de carburant peut être un réservoir de compensation de l’aéronef. Le premier carburant peut être un carburant d’aviation durable (SAF) ou un mélange à % de SAF élevé et le carburant dans le premier réservoir de carburant peut être agencé pour être épuisé lors de l’exécution des opérations au sol (après le démarrage) de sorte que le premier réservoir de carburant soit au moins sensiblement vide en fin de montée, sinon au décollage, et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol.
Selon un vingt-troisième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant :
l’agencement d’un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un premier carburant, et d’un deuxième réservoir de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un deuxième carburant ayant une composition différente du premier carburant ; et
la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant dans le deuxième réservoir pour le démarrage du moteur, avant la commutation vers le premier réservoir de carburant.
Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. La commande peut être effectuée sur la base des informations stockées.
Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal.
Selon un vingt-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz est prévu, dans lequel au moins deux des réservoirs de carburant contiennent des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes, le procédé étant exécuté par des circuits de traitement et comprenant :
l’obtention d’un profil de vol pour un vol de l’aéronef ; et
la détermination d’un programme de ravitaillement pour le vol sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant, le programme de ravitaillement régissant/dictant la variation dans le temps de la quantité de carburant consommée dans chaque réservoir.
Le programme de ravitaillement répertorie une variation prévue dans le temps de la quantité de carburant consommée dans chaque réservoir et est destiné à être utilisé pour demander à un dispositif de gestion de ravitaillement de fournir du carburant au moteur à turbine à gaz en conséquence. Le programme de ravitaillement peut donc être décrit comme régissant, dictant ou dirigeant l’utilisation de carburant pour le vol (éventuellement pour l’aéronef en vol uniquement, ou également pour des opérations au sol).
Le procédé peut être exécuté sur site, par exemple par un module de détermination de programme de ravitaillement de l’aéronef, qui peut faire partie d’un régulateur électronique moteur (EEC) de l’aéronef. En variante, le procédé peut être exécuté en atelier, et le programme de ravitaillement est fourni à l’aéronef pour sa mise en œuvre.
Les caractéristiques de carburant du carburant comprennent au moins l’un parmi :
Avantageusement, le dispositif de chauffage comporte, de plus, au moins une source d’alimentation électrique et au moins un contrôleur, le contrôleur étant lié à la source d’alimentation électrique et étant configuré pour commander l’alimentation électrique du ou des matelas chauffants.
La présente invention concerne également un système de protection contre le givre, en particulier d’une nacelle de moteur d’aéronef, ce système de protection contre le givre comprenant au moins l’un des dispositifs suivants : au moins un dispositif d’antigivrage, au moins un dispositif de dégivrage.
Selon l’invention, ledit système de protection contre le givre comporte au moins un dispositif de chauffage à matelas chauffant tel que décrit ci-dessus, qui correspond à un dispositif d’antigivrage ou à un dispositif de dégivrage.
Avantageusement, le système de protection contre le givre comporte une pluralité de dispositifs de chauffage agencés côte à côte, par exemple le long d’une partie d’une nacelle d’un moteur d’aéronef.
La présente invention concerne également une nacelle d’un moteur d’un aéronef, en particulier d’un avion de transport, qui comporte au moins un matelas chauffant et/ou au moins un dispositif de chauffage et/ou au moins un système de protection contre le givre, tels que ceux décrits ci-dessus.
Dans un mode de réalisation particulier, la nacelle comporte au moins un panneau d’atténuation acoustique comprenant au moins une structure acoustique pourvue d’une peau poreuse, ladite peau poreuse comportant au moins un matelas chauffant (à zones perforées).
La est le schéma synoptique d’un mode de réalisation particulier d’un dispositif de chauffage à matelas chauffant.
La est une vue partielle, en coupe longitudinale, d’une entrée d’air d’une nacelle de moteur d’aéronef.
La est une vue partielle, en perspective, d’un aéronef pourvu d’un moteur.
La est une vue schématique, en coupe, d’un premier mode de réalisation d’un matelas chauffant.
La est une vue schématique, en coupe, d’un second mode de réalisation d’un matelas chauffant, destiné à un panneau acoustique.
La est une vue schématique, légèrement en perspective, d’un matelas chauffant tel que celui de la .
La est une vue en perspective d’un matelas chauffant à trois bandes chauffantes, en forme de U.
La est une vue partielle, en perspective, d’une extrémité du matelas chauffant de la .
La est une vue partielle, en perspective, d’une extrémité du matelas chauffant de la , vue de dessous.
La est une vue partielle, en perspective, d’une extrémité d’un ensemble de trois matelas chauffants agencés côte-à-côte et pourvus d’une couche d’isolation thermique externe.
La est une vue similaire à celle de la avec les trois matelas chauffants pourvus d’une couche d’isolation thermique interne.
La est une représentation schématique d’un premier mode de réalisation d’une nappe chauffante d’un dispositif de chauffage, en forme d’arc de cercle, à trois matelas chauffants liés ensemble.
La est une représentation schématique d’un second mode de réalisation d’une nappe chauffante d’un dispositif de chauffage, de forme annulaire, à six matelas chauffants liés ensemble.
La est une vue schématique d’une connexion électrique entre deux matelas chauffants adjacents, via un contact direct d’éléments de connexion.
La est une vue schématique d’une connexion électrique entre deux matelas chauffants adjacents, par l’intermédiaire d’un fil électrique.
La est une vue en perspective d’une partie d’une entrée d’air d’une nacelle de moteur d’aéronef, pourvue d’une pluralité de dispositifs chauffants.
La est une vue d’une partie basse de la partie d’entrée d’air de la .
Description détaillée Le dispositif de chauffage 1 représenté schématiquement dans un mode de réalisation particulier sur la et permettant d’illustrer l'invention est un dispositif de chauffage à matelas chauffant.
Bien que non exclusivement, le dispositif de chauffage 1 est particulièrement approprié à un système 2 de protection contre le givre ( ) d’une nacelle 3 d’un moteur 4 (par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur) d’un aéronef AC, comme représenté partiellement sur la . Le système 2 de protection contre le givre est décrit plus en détail ci-dessous.
Comme représenté sur la , le matelas chauffant (ou matelas thermique) 5 comporte au moins une bande chauffante 6. Chaque bande chauffante 6 est pourvue d’au moins une résistance (électrique) 7 noyée dans un matériau 8 électriquement isolant, dit matériau isolant ci-après. Cette résistance (électrique) 7 est apte à être alimentée électriquement, comme précisé ci-dessous, pour générer un chauffage (c’est-à-dire une augmentation de la température).
Dans le mode de réalisation préféré de la , ainsi que de la , le matelas chauffant 5 comporte trois bandes chauffantes 6.