INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Lorsque cette notion est employée en faisant référence au couplage tunnel entre deux systèmes alors, alors elle fait référence à la transition d’une particule chargée d’un système à l’autre. Plus particulièrement, dans le cas du transfert d'une particule chargées dans une boite quantique issue d'un réservoir de particules chargée, si, pour la particules chargées, deux états sont possibles dans la boite quantique (par exemple singlet et triplet), ces deux états étant séparés en énergie, si le couplage tunnel est grand devant le temps de montée du pulse permettant le transfert (c’est-à-dire la modification du point de fonctionnement), alors seul l'état fondamental sera créé, si le couplage tunnel est petit devant ce temps de monté alors les deux état peuvent être créé. Ainsi, par analogie avec la transition Landau-Zenner, une modification du point de fonctionnement relativement à un couplage tunnel est dite adiabatique lorsque, lors de cette modification, la probabilité de créé un état fondamental est supérieure ou égale à 0.99 (99%), de préférence supérieure à 0.999 (99.9%), voire supérieure ou égale à 0.9999 (99.99%). De manière analogue, une modification du point de fonctionnement relativement à un couplage tunnel est dite non adiabatique lorsque, lors de cette modification, la probabilité de créé un état fondamental est sensiblement (c’est-à-dire à plus ou moins 10%, de préférence plus ou moins 5%, voire plus ou moins 1%) identique à la probabilité de créé un état excité.
Bien entendu, ces notions sont connues de la personne du métier et ne sont rappelées qu’à titre informatif. De la même manière, lorsque la notion de modification ou chargement adiabatique ou non adiabatique est évoquée, la description précisera en général à quelles grandeurs du système il est fait référence. Il est clair qu’une personne du métier saura identifier les grandeurs du système pertinentes et ces précisions ne sont donc apportées que dans un but didactique.
Chacun du réservoir de carburant central 50 et des réservoirs de carburant d’ailes 53 peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement.
Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b peuvent être en communication fluidique avec le réservoir central 50, formant ainsi une seule deuxième source de carburant. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile gauche peuvent être en communication fluidique avec un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile droite. Cela peut être réalisé par l’intermédiaire d’un réservoir de carburant central 50 (si ce réservoir ne fait pas partie d’une source de carburant séparée), ou en contournant le(s) réservoir(s) de carburant central/centraux, ou les deux (pour une flexibilité et une sécurité maximales).
Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être contrainte de sorte que chaque source de carburant soit sensiblement symétrique par rapport à l’axe de l’aéronef. Dans les cas où une répartition asymétrique de réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant peut être prévu entre les réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre les réservoirs de carburant de la deuxième source de carburant de sorte que la position du centre de masse de l’aéronef puisse être maintenue dans des limites latérales acceptables tout au long du vol. Cependant, dans les exemples dans lesquels le premier réservoir de carburant 52 est beaucoup plus petit que les autres réservoirs de carburant 50, 53, son changement de masse à mesure que le carburant de ce réservoir est utilisé peut être moins important et ainsi la symétrie peut ne pas représenter un problème.
Dans les exemples représentés aux Figures 14 et 19, le premier réservoir de carburant 52 est encore plus petit que le deuxième réservoir de carburant 50. Dans l’exemple de la , il est situé plus vers l’arrière du fuselage. Le premier réservoir de carburant 52 de cette mise en œuvre peut donc être utilisé plus facilement comme réservoir de compensation 52 en vol ; l’approche décrite ci-dessus en ce qui concerne la compensation peut donc également être utilisée en conjonction avec le fait de dédier initialement un réservoir 52 à une utilisation au sol. Si le premier réservoir 52 doit être utilisé comme réservoir de compensation en vol, le carburant dans ce réservoir 52 est soit épuisé dans les stades initiaux des opérations au sol et éventuellement au décollage, soit le reste est mélangé avec un autre carburant pompé dans ce réservoir pour la compensation en vol. En revanche, dans les mises en œuvre dans lesquelles ce premier réservoir 52 n’est pas utilisé comme réservoir de compensation, plutôt que d’être épuisé en vol ou dilué, le SAF restant dans le premier réservoir 52 pourrait être conservé jusqu’à ce que l’aéronef 1 ait atterri, puis utilisé pour alimenter les opérations finales au sol (par exemple, l’atterrissage et/ou le roulage à l’arrivée) pour obtenir d’autres avantages en termes de qualité de l’air à l’aéroport de destination.
Dans divers exemples, un APU 44 tel que décrit ci-dessus peut être utilisé pour fournir une partie ou la totalité de la puissance à des opérations au sol, et le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du carburant à l’APU 44.
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 comme c’est le cas à la , ni à aucun autre réservoir de carburant. Dans certains de ces exemples, un dispositif de gestion de carburant tel que décrit ailleurs ici peut ne pas être présent ou utilisé.
Un aéronef 1 peut être ravitaillé en reliant un récipient de stockage de carburant 60, tel que celui fourni par un camion-citerne d’aéroport, ou un pipeline, à un orifice de raccordement de conduite de carburant 62 de l’aéronef, via une conduite de carburant 61, comme décrit ci-dessus. 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 aux 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 pourrait également être prévue - plutôt que de remplir le premier réservoir 52 via un réservoir différent - 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, un premier réservoir de carburant 52 agencé pour être utilisé pour alimenter une partie ou la totalité des opérations au sol de l’aéronef 1, et un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10 en vol. Le fonctionnement au sol de l’aéronef 1 peut impliquer une ou plusieurs turbines à gaz 10, 44 - le moteur à turbine à gaz 44 de l’APU 44 peut être utilisé pour certaines opérations au sol, et un ou plusieurs des moteurs à turbine à gaz principaux 10 peuvent être utilisés pour d’autres opérations au sol.
Chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 est agencé pour stocker un carburant à utiliser pour alimenter un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef 1. L’un des réservoirs de carburant - appelé premier réservoir de carburant 52 - est agencé pour être utilisé pour une partie ou la totalité des opérations au sol de l’aéronef 1.
Dans l’exemple représenté à la , le premier réservoir de carburant 52 est dédié aux opérations au sol exclusivement et le carburant de ce réservoir 52 n’est pas utilisé en vol. Le dispositif de gestion de carburant 214 de cet exemple (qui peut généralement être tel que décrit ci-dessus) est agencé pour commander l’apport de carburant aux moteurs à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant uniquement dans le premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol, et pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53 pour d’autres opérations. Le régulateur de débit 216c peut empêcher le prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 en vol. Dans d’autres exemples, une partie du carburant du premier réservoir 52 peut également être utilisée en vol, et/ou une partie du carburant d’autres réservoirs peut être utilisée pour des opérations au sol.
Dans certains exemples, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir un carburant qui est un carburant d’aviation durable (SAF), au moins pendant des opérations au sol - c’est-à-dire que le réservoir 52 peut contenir du SAF 100% pur. Le carburant dans le premier réservoir 52 peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion 2 puisse fonctionner uniquement avec ce carburant pour des opérations au sol, que ce carburant soit ou non certifié pour une utilisation en vol. En variante, le carburant dans le premier réservoir 52 peut ne pas convenir à une utilisation dans les moteurs à turbine à gaz principaux 10, et peut être utilisé uniquement pour l’APU 44.
Dans les exemples actuellement décrits, le premier réservoir de carburant 52 est donc agencé pour être utilisé pour alimenter l’aéronef 1 lorsque l’aéronef effectue des opérations au sol, que ce réservoir de carburant 52 contienne ou non du SAF.
Dans certaines mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour n’être utilisé que pour des opérations au sol (éventuellement, avec une faible quantité restante après la fin du cabrage de l’aéronef 1 pendant la montée comme décrit précédemment), et peut toujours être isolé de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53. Dans d’autres mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour être utilisé initialement pour des opérations au sol, et pour être isolé fluidiquement de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53 lorsqu’il est utilisé pour des opérations au sol, mais peut ensuite être relié fluidiquement à une ou plusieurs autres sources de carburant 50, 53 en vol, et peut être utilisé comme réservoir de compensation 52, et/ou pour alimenter en carburant un moteur 10, 44, en vol. Le premier réservoir de carburant 52 peut avoir un carburant différent provenant d’une source de carburant différente 50, 53 pompé dans celui-ci en vol, par rapport au carburant avec lequel il a été rempli à l’origine pour alimenter les opérations au sol.
Dans certains exemples, le premier réservoir de carburant 52 de certaines mises en œuvre est conçu pour être utilisé pour fournir du carburant à un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 uniquement pendant des opérations au sol, c’est-à-dire que ce réservoir est agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef 1. Dans certaines mises en œuvre, un carburant adapté pour une utilisation dans un APU 44 uniquement et ne convenant pas à la combustion dans un moteur à turbine à gaz principal 10 peut être prévu dans le premier réservoir 52. Cependant, le dispositif de gestion de carburant 214 de certains exemples peut être agencé pour permettre à un carburant du premier réservoir de carburant 52 d’être fourni au moteur à turbine à gaz principal 10, par exemple seul dans des situations d’urgence ou dans le cadre d’un mélange en vol normal, ou le premier réservoir de carburant 52 peut jouer un rôle différent – tel que celui de réservoir de compensation – en vol. Dans d’autres exemples, un bloc peut être prévu (par exemple par un régulateur de débit 216c) pour empêcher toute introduction de carburant du premier réservoir 52 au moteur à turbine à gaz 10 en vol.
Dans certains des exemples décrits, tout le carburant utilisé pour des opérations au sol est prélevé dans le premier réservoir de carburant 52. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant uniquement dans le premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue toutes les opérations au sol.
Dans d’autres exemples, le carburant prélevé dans le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour un sous-ensemble d’opérations au sol, un carburant provenant d’autres réservoirs 50, 53 étant utilisé le cas échéant. Par exemple, le premier réservoir de carburant 52 peut fournir du carburant à l’APU 44 pour ses opérations au sol (par exemple, l’éclairage, la climatisation, le démarrage du moteur principal), mais un réservoir de carburant différent 50, 53 peut fournir du carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz principal/principaux 10 pour les opérations au sol (par exemple, le roulage) de celui-ci/ceux-ci, ou un carburant différent peut être utilisé pour le réchauffement/démarrage initial du moteur, et l’alimentation peut ensuite être commutée vers le premier réservoir de carburant 52 (par exemple, lorsqu’une température seuil de carburant a été atteinte). Tel qu’utilisé ici, les « opérations au sol » sont telles que définies ci-dessus.
Selon un trentième 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 de deux réservoirs de carburant ou plus de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker différents carburants, les différents carburants ayant chacun une proportion différente d’un carburant d’aviation durable ; et
la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour :
commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le réservoir contenant le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol.
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour effectuer l’identification de réservoir et la commande de l’alimentation en carburant sur la base des informations stockées.
Comme indiqué ailleurs ici, la présente divulgation peut se rapporter à un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des pales de soufflante) située en amont du noyau de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du noyau de moteur. Ainsi, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur.
Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélices contrarotatives attachées et entraînées par une turbine libre via un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens des aiguilles d’une montre et l’autre dans le sens inverse des aiguilles d’une montre autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aube directrice configuré en aval de l’étage d’hélices. L’étage d’aube directrice peut avoir un pas variable. En conséquence, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et les turbines libres peuvent, respectivement, entraîner des compresseurs haute et moyenne pression et des hélices par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée propulsive.
Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélices peuvent être entraînés par une boîte d’engrenages du type décrit.
Les agencements de la présente divulgation peuvent être particulièrement, mais pas exclusivement, avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par une boîte d’engrenages. En conséquence, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d’engrenages qui reçoit une entrée de l’arbre principal et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre principal. L’entrée à la boîte d’engrenages peut être directement depuis l’arbre principal, ou indirectement depuis l’arbre principal, par exemple via un un arbre droit et/ou un engrenage. L’arbre principal peut relier rigidement la turbine et le compresseur, de sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse inférieure).
Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre d’arbres souhaité qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre purement indicatif, la turbine reliée à l’arbre principal peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre principal peut être un premier compresseur et l’arbre principal peut être un premier arbre principal. Le noyau de moteur peut en outre comprendre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre principal reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre principal peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre principal.
Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple via un conduit globalement annulaire) un flux provenant du premier compresseur.
La boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée par l’arbre principal qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre principal dans l’exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée uniquement par l’arbre principal qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple, être uniquement le premier arbre principal, et non le deuxième arbre principal, dans l’exemple ci-dessus). En variante, la boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbre(s) quelconque(s), par exemple le premier et/ou le deuxième arbre(s) dans l’exemple ci-dessus.
La boîte d’engrenages peut être un réducteur (dans le sens où la sortie vers la soufflante est une vitesse de rotation inférieure à l’entrée de l’arbre principal). Tout type de boîte d’engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages « à trains planétaires » ou « en étoile », comme décrit plus en détail ailleurs ici. La boîte d’engrenages peut avoir un rapport de démultiplication souhaité quelconque (défini comme étant la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2.5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4.2, ou de 3.2 à 3.8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3.1, 3.2, 3.3, 3.4, 3.5, 3.6, 3.7, 3.8, 3.9, 4, 4.1 ou 4.2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente. À titre purement indicatif, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages « en étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3.1 ou 3.2 à 3.8. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être en dehors de ces plages.
Dans tout moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d’une composition ou d’un mélange donné(e) est fourni à une chambre de combustion, qui peut être prévue axialement en aval de la soufflante et du/des compresseur(s). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval (par exemple à la sortie) du deuxième compresseur, dans le cas où un deuxième compresseur est prévu. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, dans le cas où une deuxième turbine est prévue. La chambre de combustion peut être prévue en amont de la/des turbine(s).
Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d’étages, par exemple des étages multiples. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (dans le sens où leur angle d’incidence peut être variable). La rangée de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre.
• Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en collectant des paramètres de performance du moteur à turbine à gaz 10 pendant une première période de fonctionnement (comme pendant le décollage), et éventuellement également pendant une deuxième période de fonctionnement (par exemple pendant la croisière), et en comparant ces paramètres collectés à des valeurs attendues en cas d’utilisation de carburant de propriétés connues.
• Diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, peuvent être déterminées sur la base de mesures de capteur de la présence, de l’absence ou du degré de formation d’une traînée de condensation par la turbine à gaz 10 pendant son fonctionnement.
• Les caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques, peuvent être déterminées sur la base d’une mesure par spectroscopie UV-Vis effectuée sur le carburant.
• Diverses caractéristiques de carburant y compris la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrocarbures aromatiques et le rapport hydrogène sur carbone, peuvent être déterminées par la mesure des substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 pendant de son utilisation.
• Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé, lors du fonctionnement de l’aéronef 1, sur la base de mesures prises à mesure que le carburant est brûlé - par exemple en utilisant le débit de carburant et la vitesse d’arbre ou le changement de température à travers la chambre de combustion 16.
• Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en réalisant un changement de fonctionnement agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, en détectant une réponse au changement de fonctionnement ; et en déterminant la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base de la réponse au changement de fonctionnement.
• Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en relation avec des caractéristiques de carburant d’un premier carburant en changeant un carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 du premier carburant à un deuxième carburant, et en déterminant la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du deuxième carburant sur la base d’un changement dans une relation entre T30 et l’une de T40 et T41 (la relation indiquant l’élévation de température à travers la chambre de combustion 16). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par rapport au premier carburant, ou en tant que valeurs absolues, par exemple par référence à des valeurs connues pour le premier carburant.