INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée à la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être appelée TET, peut être mesurée à la sortie vers la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui peut elle-même être appelée aube de distributeur de turbine. Dans certains exemples, la température TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. En croisière, la température TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K et 1650K. La température TET en croisière 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). La température TET maximale lors de l’utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K et 2000K. La température TET 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), par exemple dans la plage allant de 1800K à 1950K. La température TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de décollage maximal (MTO).
Une pale de soufflante et/ou une partie de profil aérodynamique d’une pale de soufflante décrite(s) et/ou revendiquée(s) ici peut/peuvent être fabriquée(s) à partir de n’importe quel matériau approprié ou d’une combinaison de matériaux. Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel que la fibre de carbone. À titre d’exemple supplémentaire, au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage d’aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus capable de résister aux chocs (par exemple avec des oiseaux, de la glace ou tout autre matériau) que le reste de la pale. Un tel bord d’attaque peut par exemple être fabriqué en utilisant le titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, à titre purement indicatif, la pale de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d’aluminium (tel qu’un alliage d’aluminium-lithium) avec un bord d’attaque en titane.
Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être attachées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut s’engager dans une fente correspondante dans le moyeu (ou un disque). À titre purement indicatif, un tel élément de fixation peut se présenter sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’insérer dans et/ou s’engager dans une fente correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées d’un seul tenant avec une partie centrale. Un tel agencement peut être appelé disque à aubage ou bague à aubage. Tout procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle bague à aubage. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des pales de soufflante peut être attachée au moyeu/disque par soudage, tel qu’un soudage par friction linéaire.
Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent ou non être pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier la surface de sortie du conduit de dérivation lors de l’utilisation. Les principes généraux de la présente divulgation peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN.
La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n’importe quel nombre souhaité de pales de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 pales de soufflante.
Tels qu’utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche et atterrissage ont la signification conventionnelle et seraient facilement compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement chaque terme pour se référer à une phase de fonctionnement du moteur dans le cadre d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être attaché.
À cet égard, le ralenti au sol peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et en contact avec le sol, mais où il est nécessaire que le moteur tourne. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3% et 9% de poussée disponible du moteur. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 5% et 8% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 6% et 7% de poussée disponible. Le roulage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé sur le sol par la poussée produite par le moteur. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5% et 15% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 6% et 12% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 7% et 10% de poussée disponible. Le décollage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90% et 100% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 95% et 100% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire 100% de poussée disponible.
Les à montrent une représentation schématique d’une méthode permettant de déterminer les points de fonctionnement associés au régime totalement isolé.
La montre une représentation schématique de la position d’un point de chargement de deux particules chargées dans un diagramme de stabilité du couple de boites quantiques.
La montre une représentation schématique de la position d’un point de chargement d’une boite quantique dans un diagramme de stabilité des boites quantique du couple de boites quantiques.
Les à montrent une représentation schématique des modifications de point de fonctionnement dans un procédé selon un premier aspect de l’invention.
La montre une représentation schématique de l’évolution de la probabilité de mesurer un premier état de charge en fonction d’un temps d’attente.
Les et montre une représentation schématique d’une réinitialisation du système au point de fonctionnement de chargement.
La montre une représentation schématique des états de spin de deux particules chargées dans un couple de boites quantiques.
La montre une représentation schématique du chargement dans un procédé selon un deuxième aspect de l’invention.
La montre une courbe représentant le signal mesuré par le moyen de mesure de l’état de charge pour deux états de charge différents.
La montre une courbe représentant la différence obtenue dans le signal mesuré par le moyen de mesure de l’état de charge pour deux états de charge différents.
Les à montrent une représentation schématique des étapes du procédé selon un quatrième aspect de l’invention.
La montre un ordinogramme d’un procédé selon un cinquième aspect de l’invention.
La montre un ordinogramme d’un procédé selon un sixième aspect de l’invention.
L’extincteur 3 peut être monté fixement sur la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 de sorte qu’une position et une orientation du réservoir 31 et/ou de la buse de pulvérisation 36 sont fixes par rapport à la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1. La structure fixe 11, 15, 16 maintient ainsi en place le réservoir 31 et/ou la buse 36 dans une position et une orientation qui sont prédéterminées pour assure une extinction efficace d’un feu se déclenchant dans la zone "feu" 100, 200. La structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1 ne permet alors pas le montage du réservoir 31 et/ou de la buse de pulvérisation 36 dans une position et orientation qui dégraderaient l’extinction du feu.
Par exemple, deux supports de buse de pulvérisation 36 et/ou deux supports de réservoir 31 peuvent être présents dans l’enceinte 60 logeant le réservoir 31 de l’extincteur 3, par exemple montés fixement sur la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16. Deux anneaux respectifs sont montés sur la buse de pulvérisation 36 et/ou sur le réservoir 31. Les deux supports de buse 36 et/ou de réservoir 31 sont adaptés pour loger les deux anneaux respectifs montés sur la buse 36 et/ou le réservoir 31, dans une position et une orientation fixes. Par exemple, les deux supports de buse 36 et/ou de réservoir 31 peuvent présenter des empreintes particulières distinctes l’une de l’autre et avoir chacun une géométrie non axisymétrique, les anneaux de la buse 36 et/ou du réservoir 31 présentant des géométries complémentaires de celles des supports de buse 36 et/ou de réservoir 31. Ainsi, les supports de buse 36 et/ou de réservoir 31 et les anneaux de la buse 36 et/ou du réservoir 31 imposent une position et une orientation de montage unique de la buse 36 et/ou du réservoir 31 dans l’enceinte 60.
Le support d’extincteur 51 peut comprendre un détrompeur du support d’extincteur 53, ainsi qu’illustré à titre d’exemple non limitatif en . Le détrompeur du support d’extincteur 53 permet de caler la position et l’orientation du support d’extincteur 51, qui fixe le réservoir 31 à la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16. Le détrompeur du support d’extincteur 53 permet ainsi d’imposer et de fixer la position et l’orientation du réservoir 31 par rapport à la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16. Par exemple, le détrompeur du support d’extincteur 53 peut comprendre un berceau conique pour détromper le sens de montage de l'extincteur 3, ou deux berceaux avec des clés différentes.
Le support d’extincteur 51 peut comprendre, en alternative ou en outre, un détrompeur de buse 54 permettant de caler la position et l’orientation de la buse de pulvérisation 36 par rapport à la surface interne 12 de la structure fixe 11, 15, 16. Par exemple, le détrompeur de buse 54 peut comprendre une clé de détrompage. Ainsi, il est possible de caler sans erreur et dans une direction optimale la position et l’orientation du jet de pulvérisation 38 de la buse 36.
Lorsque la position et l’orientation de la buse 36 seule, et non du réservoir 31, sont prédéterminées, le support d’extincteur 51 peut comprendre en outre un dispositif articulé et flexible adapté pour raccorder la buse de pulvérisation 36 au réservoir 31, de sorte à permettre un changement d’orientation et de position relative de la buse 36 par rapport au réservoir 31. En particulier, le tuyau d’alimentation 35 peut être un tuyau souple permettant de réorienter et de repositionner la buse de pulvérisation 36 indépendamment du réservoir 31 de l'extincteur 3. Ainsi, il est possible de respecter les contraintes de montage du réservoir 31 sur la structure fixe 11, 15, 16, qui peuvent imposer une position et/ou une orientation particulières du réservoir 31, tout en optimisant la position et l’orientation du jet de pulvérisation 38 de la buse 36, ce qui permet d’optimiser l’efficacité de l’extinction de feu par l’extincteur 3.
Le générateur de gaz 34 est monté entre la protection thermique 4 et la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1, qui délimite la veine secondaire Vs.
Dans un premier mode de réalisation, illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 6b et 9, le réservoir 31 et le générateur de gaz 34 sont tous deux disposés entre la protection thermique 4 et la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1, plus particulièrement dans l’enceinte 60 délimitée par la protection thermique 4 au niveau de l’extincteur 3. Le générateur de gaz 34 est alors accolé à la chambre à volume variable 32 et débouche directement dans la chambre à volume variable 32, de sorte que le gaz est directement généré dans la chambre à volume variable 32. Le corps 37 sensiblement cylindrique du réservoir 31 loge alors en outre le générateur de gaz 34.
Dans un deuxième mode de réalisation, illustré à titre d’exemple non limitatif en , le générateur de gaz 34 est monté à distance du réservoir 31, entre la surface interne 12 et la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1. L’extincteur 3 comprend alors en outre un tube de connexion 39 adapté pour raccorder le générateur de gaz 34 et la chambre à volume variable 32.
Le réservoir 31 et le générateur de gaz 34 sont alors séparés et intégrés en deux endroits distincts de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1. En effet, certaines zones de la structure fixe 11, 15, 16 sont particulièrement chaudes, telles que les parties au niveau de et en aval de la chambre de combustion de la turbomachine 2, c’est-à-dire lorsque l’extincteur 3 est situé entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 de la structure interne fixe 11 de la nacelle. Or, le générateur de gaz 34 est plus sensible à la chaleur que le réservoir 31, en ce qu’il est particulièrement vulnérable à la surchauffe. Par conséquent, séparer le générateur de gaz 34 du réservoir 31 permet de monter le générateur de gaz 34 dans une zone moins chaude de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1.
En particulier, monter le générateur de gaz 34 entre la surface interne 12 et la surface externe 13 de la structure interne fixe 11 de la nacelle 1 permet de l’éloigner radialement du flux primaire et de le rapprocher du flux secondaire, par rapport au réservoir 31 qui est monté entre la protection thermique 4 et la surface interne 12 de la structure interne fixe 11. Ainsi, le générateur de gaz 34, qui est plus sensible à la chaleur, est logé dans une zone plus froide de la structure interne fixe 11 de la nacelle 1 et bénéficie du flux convectif apporté par l'écoulement de la veine secondaire du moteur.
Or, du fait de son petit volume, qui est plus faible que celui du réservoir 31, le générateur de gaz 34 peut être installé entre la surface interne 12 et la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1. Ce deuxième mode de réalisation permet donc d’optimiser l’intégration de l’extincteur 3 en zone "feu" 100, 200 et du générateur de gaz 34 en zone refroidie, du fait de la présence des modules séparés du réservoir 31 et du générateur de gaz 34.
Le générateur de gaz 34 peut être monté de sorte qu’une face du générateur de gaz 34 soit au contact avec la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16, voire être monté affleurant de la surface externe 13 au niveau d’une ouverture formée dans ladite surface externe 13. Ainsi, le générateur de gaz 34 est déporté au voisinage immédiat de la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16 de la nacelle 1, et peut ainsi être efficacement refroidi par le flux secondaire froid qui circule dans la veine secondaire Vs qui est délimitée à l’extérieur par la surface externe 13 de la structure fixe 11, 15, 16.
En alternative ou en outre, le générateur de gaz 34 peut être monté au contact d’un puits de chaleur, ou pont thermique 45, de la structure fixe 11, 15, 16, en particulier de la structure interne fixe 11, ledit puits de chaleur 45 traversant la structure fixe 11, 15, 16 depuis sa surface interne 12 jusqu’à sa surface externe 13 pour déboucher dans la veine secondaire Vs. Ainsi, le générateur de gaz 34 est efficacement refroidi par le puits de chaleur.
Le tube de connexion 39 peut être un tuyau qui raccorde le générateur de gaz 34 et la chambre à volume variable 32 de l’extincteur 3, et permet ainsi d'injecter le gaz propulsif qui est généré par le générateur de gaz 34 dans la chambre à volume variable 32, en vue de déplacer le piston 33 pour propulser l’agent d’extinction dans la zone "feu" 100, 200, tout en séparant physiquement le générateur de gaz 34 du corps 37 de l'extincteur 3. Le générateur de gaz 34 peur également selon l'objectif recherché être accolé directement au corps 37 du réservoir 3 sans tube de connexion 39 mais de telle manière que le générateur de gaz 34 pénètre directement la structure fixe 11, 15, 16 lorsque l'extincteur 3 est installé.
La protection thermique 4 peut comprendre un capot 42 d’accès à l’extincteur 3, qui délimite au moins partiellement l’enceinte 60 adaptée pour loger l’extincteur 3.
Dans un premier exemple de réalisation, illustré à titre d’exemple non limitatif en figures 8a et 8b, le capot 42 est monté directement sur l’extincteur 3 par le biais de premières fixations 52. L’extincteur 3 sert alors de support au capot 42. Le capot 42 peut être retiré pour permettre d’accéder à l’extincteur 3 sans avoir à démonter la ou les autre(s) partie(s) 41 de la protection thermique 4, le démontage du capot 42 seul permettant d’accéder à l’extincteur 3. Le capot 42 peut présenter une forme adaptée pour favoriser sa préhension lors du démontage et permettre ainsi de saisir et de démonter en une seule étape l'extincteur 3 avec le capot 42, le capot 42 étant alors démonté avec l’extincteur 3.
Comme illustré à la , pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation totale, durant cette étape 1E4, le point de fonctionnement est modifié à partir du deuxième point de fonctionnement de sorte à obtenir un troisième point de fonctionnement P so nde correspondant à l’état de charge (2,0) différent du premier état de charge (1,1).
Attente au troisième point de fonctionnement
Le procédé 100 selon l’invention comprend également, au troisième point de fonctionnement P so nde , une étape 1E5 d’attente durant une durée prédéterminée notée .
Comme illustré à la , pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation partielle, durant cette étape 1E5, le point de fonctionnement demeure au troisième point de fonctionnement P so nde correspondant à l’état de charge 0 différent du premier état de charge 2 pendant le temps d’attente .
Comme illustré à la , pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation totale, durant cette étape 1E5, le système demeure au troisième point de fonctionnement P so nde correspondant à l’état de charge (2,0) différent du premier état de charge (1,1) pendant le temps d’attente .
Détermination de l’état de charge
Le procédé 100 selon l’invention comprend aussi au troisième point de fonctionnement P iso , une étape 1E6 de détermination de l’état de charge du premier système CP,QD1.
Pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation partielle, durant cette étape 1E6, l’état de charge du couple CP de boite quantique est déterminé.
Pour le mode de réalisation où l’isolation considérée est une isolation totale, durant cette étape 1E6, l’état de charge de la première boite quantique QD1 (et/ou de la deuxième boite quantique QD2) est déterminé.
Répétition pour une pluralité de temps d’attente
Dans le procédé 100 selon l’invention, à l’issue de la détermination de l’état de charge du premier sous-système, le point de fonctionnement du système SYS est réinitialisé au premier point de fonctionnement P load . La réinitialisation se fait de préférence en appliquant les modifications inverses de celles qui ont amené le point de fonctionnement du premier point de fonctionnement P load au deuxième point de fonctionnement P so nde .
Intégration d’un extincteur en zone "feu" d’une turbomachine DOMAINE DE L'INVENTION La présente invention concerne un ensemble pour un turboréacteur d’aéronef, comprenant une nacelle et un dispositif d'extinction incendie comprenant au moins un réservoir monté sur la nacelle.
ETAT DE LA TECHNIQUE Un aéronef comprend classiquement au moins système propulsif pour en assurer la propulsion. Le système propulsif comprend une turbomachine, par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur.
Un turboréacteur peut être un turboréacteur double flux, dans lequel la masse d’air aspirée par la soufflante est divisée en un flux primaire, qui traverse l’au moins un compresseur, la chambre de combustion et l’au moins une turbine, et un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire.
La turbomachine est logée dans une nacelle. La nacelle est fixée à un pylône, ou mât, qui supporte la turbomachine, le pylône étant lui-même fixé sous une aile de l’aéronef.
Ainsi qu’illustrée en , 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" » de la turbomachine 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.
Une autre zone "feu" peut être délimitée par le carter de soufflante 15 de la nacelle et la soufflante, et correspond à 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’une turbomachine 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" de la turbomachine, en particulier dans la zone "feu" dite « chaude » de la turbomachine.