INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
On entend par régime d’isolation partielle tous les points de fonctionnement pour lesquels le couple CP de boites quantiques QD est isolé du ou des réservoirs RE de particules chargées PC. Ainsi, dans le régime d’isolation partielle, le nombre de particules chargées PC au sein du couple CP de boites quantiques QD est fixe, mais le nombre de particules chargées PC au sein d’une boite quantique QD peut varier dans les limites fixées par le nombre de particule chargées PC dans le couple CP de boites quantiques QD. Plus généralement, on parlera de régime d’isolation partielle, d’isolement partiel, d’isolation partielle ou bien encore de régime partiellement isolé.
Afin de préciser ce terme d’isolation partielle (ou de régime d’isolation partielle), le lecteur pourra se référer à la sur laquelle est représentée une boite quantique QD séparée d’un réservoir RE de particules chargées PC par une barrière de potentiel BR caractérisée au moyen d’un paramètre connu du domaine sous le terme anglais de tunneling rate . La boite quantique QD est considérée isolée du réservoir RE de particules chargées PC pour une opération donnée si la durée caractéristique associée à ladite opération est telle que :
où est un coefficient permettant de définir la tolérance à l’erreur. Dans un exemple de réalisation, . Autrement dit, la définition du régime partiellement isolé est relative à une durée de référence. La manière de vérifiée qu’une telle condition est remplie sera détaillée dans la suite.
Régime d’isolation totale
On entend par régime d’isolation totale tous les points de fonctionnement pour lesquels les boites quantiques QD du couple CP de boites quantiques QD sont isolées l’une de l’autre et sont isolées du ou des réservoirs RE de particules chargées PC lorsqu’un tel réservoir RE est présent. Ainsi, dans le régime d’isolation totale, le nombre de particules chargées PC au sein de chaque boite quantique QD du couple CP de boites quantiques QD est fixe. Plus généralement, on parlera de régime d’isolation totale, d’isolement total, d’isolation totale ou bien encore de régime totalement isolé. Il peut être utile de noter que, le régime d’isolation totale suppose le régime d’isolation partiel : en effet, le nombre de particules chargées PC dans chaque boite quantique QD et donc au niveau du couple CP de boites quantiques QD est fixé.
Afin de préciser ce terme d’isolation totale (ou de régime d’isolation totale), le lecteur pourra se référer à la sur laquelle sont représentées les deux boites quantiques QD1,QD2 du couple CP de boites quantiques QD séparées l’une de l’autre par une barrière de potentiel BQ caractérisée au moyen d’un paramètre connu du domaine sous le terme anglais de tunneling rate . Les deux boites quantiques QD1,QD2 sont considérées comme étant dans un régime totalement isolé pour une opération donnée si la durée caractéristique associé à ladite opération est tel que :
Où, comme précédemment, est un coefficient permettant de définir la tolérance à l’erreur. Dans un exemple de réalisation, . Autrement dit, la définition du régime totallement isolé est relative à une durée de référence. La manière de vérifiée qu’une telle condition est remplie sera détaillée dans la suite.
une pluralité de réservoirs de carburant, chacun étant agencé pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; et
un dispositif de gestion de carburant agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement (éventuellement en vol uniquement) en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz en réponse à une demande de poussée inférieure.
On comprendra que le système de propulsion peut comprendre des réservoirs de carburant supplémentaires contenant les mêmes carburants en plus d’une pluralité de réservoirs de carburant contenant des carburants différents ; un minimum de deux carburants différents sont prévus à bord de l’aéronef pour des mises en œuvre de cet aspect.
La variation de pouvoir calorifique du carburant correspondant à une demande de poussée peut faciliter le maintien d’un débit de carburant plus constant pendant au moins une partie d’un vol (par exemple en croisière, ou pour une partie de croisière à altitude constante), et/ou d’un fonctionnement d’une pompe à carburant et de déversement plus uniformes en vol pendant au moins une partie d’un vol. En outre, un débit de carburant le plus bas possible à des points clés (par exemple, des points de fonctionnement à très faible poussée) peut être augmenté en passant à un carburant à pouvoir calorifique inférieur, augmentant ainsi un niveau de débit minimal global et maintenant le débit dans une plage plus étroite sur toute l’enveloppe de vol.
Des mises en œuvre de cet aspect peuvent donc permettre de maintenir un débit massique de carburant plus élevé à une demande de poussée plus faible que si un carburant n’était pas sélectionné sur la base du pouvoir calorifique, facilitant ainsi l’utilisation du carburant en tant que fluide caloporteur (à condition que le carburant à pouvoir calorifique inférieur en question n’ait pas une capacité calorifique inférieure correspondante), et/ou améliorant la lubrification et/ou réduisant le risque de surchauffe de carburant. Cela peut être particulièrement utile lors d’un fonctionnement à faible poussée de ralenti. De même, l’utilisation d’un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur à une demande de poussée supérieure peut faciliter la satisfaction de cette demande sans la sollicitation du système de gestion de débit de carburant. Une mise en œuvre du présent aspect peut donc signifier que, lorsqu’une demande de poussée est réduite, le débit de carburant ne doit pas être réduit autant qu’il devrait l’être autrement.
Chaque réservoir de carburant peut être agencé pour contenir un carburant ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable.
Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable. Le carburant d’aviation durable dans le premier réservoir de carburant peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion puisse fonctionner uniquement avec ce carburant.
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour mettre en œuvre une commande différente pour des opérations au sol par rapport au vol. Par exemple, un carburant d’aviation durable dans le premier réservoir de carburant, ou un mélange à % de SAF élevé, peut être utilisé pour alimenter l’aéronef lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol, indépendamment de la demande de poussée ou du pouvoir calorifique de ce carburant.
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de sorte que tout le carburant utilisé pour des opérations au sol soit prélevé dans le premier réservoir de carburant, et/ou de sorte que tout le carburant utilisé pour des opérations au sol soit un SAF ou le mélange à % de SAF le plus élevé disponible pour l’aéronef.
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz en croisière que pendant la montée.
Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz au ralenti bas qu’au ralenti haut.
Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut avoir une proportion de carburant d’aviation durable (par exemple 100%) supérieure à celle d’un deuxième réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant. Dans certains cas, une plus grande quantité de carburant du deuxième réservoir de carburant peut être utilisée en croisière et une plus grande quantité de carburant du premier réservoir est utilisée à des points de fonctionnement en réponse à des demandes de puissance plus élevées. Le carburant à % de SAF supérieur peut avoir un pouvoir calorifique supérieur.
Des premier et deuxième réservoirs de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peuvent contenir des carburants d’aviation durables de compositions différentes.
La soufflante peut avoir un diamètre d’au moins 330 cm.
On comprendra que, si un premier réservoir de carburant 52 est à court de carburant, un deuxième réservoir de carburant 50, 53 ayant le mélange à % de SAF le plus élevé parmi les deuxièmes réservoirs de carburant peut être reclassé en tant que premier réservoir de carburant et utilisé pour les opérations au sol restantes.
Un 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 uniquement du carburant dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue au moins la majorité des opérations au sol. Tel qu’utilisé ici, les « opérations au sol » désignent généralement des opérations avant le décollage et peuvent inclure un ou plusieurs de ce qui suit :
• le démarrage du moteur lui-même ;
• le chauffage, l’éclairage, la climatisation et/ou d’autres demandes non propulsives, alors que l’aéronef 1 est à l’arrêt (par exemple à une porte) ou en mouvement ;
• le roulage de l’aéronef 1 ; et
• le lancement du roulement au décollage, incluant éventuellement le relevage d’une roue avant, le cas échéant.
Le premier réservoir de carburant 52 (ou un ou plusieurs autres réservoirs de carburant contenant un SAF ou le mélange à % de SAF élevé, dans d’autres exemples) peut donc être utilisé pour fournir une partie ou la totalité du carburant utilisé par le système d’alimentation d’aéronef 4 au poste de stationnement (par exemple à une porte), et pendant le réchauffement, le roulage et le roulement au décollage.
De manière avantageuse, cela peut répondre aux exigences de l’aéroport en matière d’émissions et/ou d’utilisation de SAF.
Si, une fois les opérations au sol terminées, il reste encore du carburant dans un ou plusieurs des premiers réservoirs de carburant 52, il pourrait éventuellement être conservé pour être utilisé à l’aéroport de destination pour d’autres opérations au sol à l’atterrissage, y compris le roulement à l’atterrissage et le roulage à l’arrivée.
Tout carburant restant dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant 52 peut en plus ou en variante être utilisé pour la première partie de la montée (au décollage) et/ou la partie finale de l’approche (à l’atterrissage) - c’est-à-dire pour une ou plusieurs parties du vol qui ne se déroulent pas au sol mais qui ont lieu près du sol et donc pertinentes pour la qualité de l’air local et la santé humaine. L’utilisation d’un SAF à l’approche d’un aéroport de destination (par opposition au décollage) peut être particulièrement bénéfique en termes de nvPM, car la puissance requise est plus faible et donc la réduction de nvPM réalisable par l’utilisation d’un SAF est donc plus élevée.
Une sélection peut être effectuée en fonction de la quantité de SAF disponible, des types de mélanges SAF disponibles et d’un ordre de priorité pour l’utilisation de SAF dans les différentes parties des opérations de l’aéronef.
Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz propulsif(s) 10 en vol 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.
Le premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, agencé pour contenir uniquement le carburant à % de SAF le plus élevé (qui peut être du SAF pur) peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant 50, 53. Par exemple, le premier réservoir de carburant 52 peut représenter 3% à 20%, et éventuellement 5% à 10%, du volume de réservoir total disponible de l’aéronef 1. Éventuellement, ce réservoir 52 peut être agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef 1.
Chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 à bord de l’aéronef 1 peut être agencé pour contenir un carburant de type différent (par exemple, un carburant d’origine pétrolière ou un SAF, ou différentes variétés de SAF), et certains réservoirs peuvent contenir des carburants mélangés avec une proportion d’un carburant d’aviation durable mélangé à un carburéacteur traditionnel ou à un autre carburant d’origine pétrolière. Dans certains exemples, deux réservoirs 50, 52 ou plus peuvent contenir le même carburant, à condition qu’au moins deux carburants différents soient disponibles dans les réservoirs de carburant de l’ensemble de l’aéronef 1. Dans certains exemples, au moins un réservoir 52 contient un SAF - c’est-à-dire purement un carburant d’aviation durable, et non un mélange.
Dans des mises en œuvre telles que celle représentée à la , dans laquelle un réservoir de compensation 52 est présent sur l’aéronef 1 et est utilisé comme étant le premier réservoir de carburant 52, l’approche et les avantages liés à l’utilisation de SAF décrits ci-dessus peuvent également être obtenus.
Le système de propulsion 2 des exemples décrits à nouveau comprend un système de distribution de carburant réglable 220, permettant de sélectionner quel(s) réservoir(s) 50,52, et donc quel carburant ou mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un voyage (y compris le vol et les opérations au sol au début et/ou à la fin d’un voyage) - un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes.
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 et adaptée pour être disposée autour de la turbomachine, ladite nacelle comprenant une face interne adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine une zone « feu » de la nacelle, dans lequel une entrée de ventilation et une sortie de ventilation sont formées dans la face interne de la nacelle de sorte que, lors du fonctionnement de la turbomachine, un flux de ventilation s’écoule dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation ; et - un extincteur conçu pour éteindre un feu dans la zone « feu », l’extincteur comprenant un réservoir adapté pour contenir un agent d’extinction, et une buse de pulvérisation configurée pour expulser l’agent d’extinction hors du réservoir, l’ensemble étant caractérisé en ce que l’extincteur est monté sur la nacelle, et en ce que la buse de pulvérisation est située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation, à proximité de l'entrée de ventilation.
- une orientation de la buse correspond sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement parallèlement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;
- une orientation de la buse est sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement à contre-courant du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;
- une orientation de la buse est sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement perpendiculairement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;
- une orientation de la buse est sensiblement tangente à la face interne de la nacelle au niveau de la buse, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement en oblique du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;
- la buse est sensiblement adjacente à l’entrée de ventilation ;
- l’ensemble comprend plusieurs buses adaptées chacune pour expulser un agent d’extinction, chacune desdites plusieurs buses étant située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation, dans lequel au moins l’une desdites plusieurs buses présente une position et/ou une orientation différente de la position et/ou de l’orientation d’au moins une autre desdites plusieurs buses ;
- l’ensemble comprend en outre un extincteur supplémentaire comprenant un générateur de gaz inerte et une buse d’expulsion de gaz inerte adaptée pour expulser le gaz inerte généré par le générateur de gaz inerte, dans lequel ladite buse d’expulsion de gaz inerte est située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation ;
- la nacelle comprend une entrée d’air adaptée pour être disposée en amont de la turbomachine, un carter de soufflante adapté pour entourer une soufflante de la turbomachine, un carter intermédiaire adapté pour entourer au moins un compresseur de la turbomachine, et une structure interne fixe adaptée pour entourer une chambre de combustion de la turbomachine, et dans lequel l’extincteur est monté sur une face interne du carter de soufflante, ou sur une face interne du carter intermédiaire, ou sur une face interne de la structure interne fixe de la nacelle.
Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, dans lequel la face interne de la nacelle délimite avec une face externe de la turbomachine la zone « feu ».
Selon un troisième aspect, l’invention concerne un aéronef comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, dans lequel la face interne de la nacelle délimite avec une face externe de la turbomachine la zone « feu ».
La , déjà commentée, est une vue de côté d’une nacelle et d’un turboréacteur d’un aéronef selon l’art antérieur.
La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse correspondant sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse.
Tout d’abord, une sous-étape d’initialisation du couple CP de boites quantiques QD1,QD2 dans un premier point de fonctionnement correspondant au point de fonctionnement initial C i init considéré est mise en œuvre. A l’issue de cette sous-étape d’initialisation, le couple CP de boites quantiques QD1,QD2 est dans l’état de charge fondamental associé au point de fonctionnement initial C i init . Par exemple, sur la , l’état de charge du couple de boites quantiques lors de la sous-étape d’initialisation est (0,2) pour le premier point de fonctionnement initial C 1 init , (1,1) pour le deuxième point de fonctionnement initial C 1 init et (2,0) pour le troisième point de fonctionnement initial C 1 init .
Dans un mode de réalisation illustré à la pour trois points de fonctionnement initiaux C i init , la sous-étape d’initialisation est mise en œuvre à partir du point de fonctionnement final C final considéré et comprend : une première phase d’augmentation du premier paramètre jusqu’à la valeur relative au point de fonctionnement initial souhaité, la valeur du deuxième paramètre n’étant pas modifiée lors de cette première phase ; Une deuxième phase de variation du deuxième paramètre jusqu’à la valeur relative au point de fonctionnement initial souhaité, la valeur du première paramètre n’étant pas modifiée lors de cette deuxième phase.
Comme illustré à la , une sous-étape de diminution du premier paramètre (c’est-à-dire une augmentation de la barrière tunnel séparant la première boite quantique QD1 de la deuxième boite quantique QD2) est ensuite mise en œuvre, le couple CP de boites quantiques QD1,QD2 étant dans un deuxième point de fonctionnement, dit point de fonctionnement intermédiaire C i int , à l’issue de cette sous-étape, la valeur du premier paramètre du point de fonctionnement intermédiaire C i int étant égale à la valeur du premier paramètre du point de fonctionnement final C i final considérée.
Il est utile de noter que seule la valeur du première paramètre est modifiée et que donc la valeur du deuxième paramètre du point de fonctionnent intermédiaire C i int est égale à la valeur du deuxième paramètre du point de fonctionnement initial C i init . Aussi, l’état de charge fondamental associé au point de fonctionnement intermédiaire C i int est identique à l’état de charge fondamental associé au point de fonctionnement initial C i init . Autrement dit, l’état de charge du couple de boites quantiques QD1,QD2 n’est pas modifié lors de cette sous-étape. Par exemple, sur la , l’état de charge du couple CP de boites quantiques QD1,QD2 à l’issue de l’étape de diminution du premier paramètre est (0,2) pour le premier point de fonctionnement C 1 int , (1,1) pour le deuxième point de fonctionnement intermédiaire C 2 int et (2,0) pour le troisième point de fonctionnement intermédiaire C 3 int .
Comme illustré à la , une sous-étape de variation du deuxième paramètre est ensuite mise en œuvre, la valeur du premier paramètre étant conservée lors de cette sous-étape, le système SYS étant dans un troisième point de fonctionnement correspondant au point de fonctionnement final C final considéré à l’issue de cette sous-étape. Il est utile de noter que, lors de cette sous-étape, la valeur du premier paramètre n’est pas modifiée et que donc la barrière de potentiel séparant les deux boites quantiques QD1,QD2 du couple CP de boites quantiques QD1,QD2 n’est pas modifiée. En revanche, la valeur du paramètre étant modifiée, l’état de charge fondamental associé au point de fonctionnement final C final peut être différent de l’état de charge fondamental associé au point de fonctionnement initial C i init (et dans lequel se trouve le système à l’issue de la sous-étape d’initialisation).
Il est possible d’examiner deux cas de figure : le premier cas où la valeur du premier paramètre lors de cette sous-étape correspond au régime totalement isolé et le deuxième cas où la valeur du premier paramètre lors de cette étape ne correspond pas au régime totalement isolé. Ces deux cas de figure sont schématisés à la .
Dans le premier cas, aucun transfert de charge n’est possible entre la première boite quantique QD1 et la deuxième boite quantique QD2. Aussi, même si le point de fonctionnement final C final est associée à un état de charge fondamental différent de l’état de charge fondamental associée au point de fonctionnement initial C i init , cet état de charge n’est pas modifié lors de la sous-étape de variation du deuxième paramètre . Par exemple, sur la , l’état de charge du couple CP de boites quantiques QD1,QD2 à l’issue de la sous-étape de variation du deuxième paramètre est (0,2) pour le système initialement (c’est-à-dire au début de la sous-étape 2E3 de variation du deuxième paramètre ) au premier point de fonctionnement intermédiaire C 1 int , (1,1) pour le système initialement au deuxième point de fonctionnement intermédiaire C 2 int et (2,0) pour le système initialement au troisième point de fonctionnement intermédiaire C 3 int . Il ressort de ce qui précède que, dans ce premier cas, la distribution des états de charge initiale sera conservée. Autrement dit la probabilité associée un état de charge à l’état initial est égale à la probabilité associé audit état de charge à l’état final.