INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
De préférence, αti est supérieur ou égal à 1°, de préférence supérieur ou égal à 2° et plus préférentiellement inférieur ou égal à 3° et αti est inférieur ou égal à 30° et de préférence inférieur ou égal à 25°.
La figure 3b montre à gauche une première position angulaire ou de calage des aubes à calage variable 44 et à droite une seconde position angulaire ou de calage de ces aubes. Les aubes à calage variable 44 peuvent par exemple être déplacées sur des plages angulaires de l’ordre de 60° autour de leurs axes Y.
Les figures 4a et 4b illustrent un deuxième mode de réalisation de l’invention qui diffère du précédent mode de réalisation essentiellement en ce que le nombre d’aubes à calage variable 44 est différent du nombre d’aubes fixes 42 et est ici supérieur au nombre d’aubes fixes 42. Dans cette variante, il y a deux fois plus d’aubes à calage variable 44 que d’aubes fixes 42. On comprend donc que le pas circonférentiel entre les aubes fixes 42 est deux fois plus grand que le pas circonférentiel entre les aubes à calage variable 44.
En variante, le nombre d’aubes fixes 42 est égal à un multiple du nombre d’aubes à calage variable 44, qui est différent de 2 et qui est par exemple de 3, 4, etc.
Une moitié des aubes à calage variable 44 s’étend en aval et dans le prolongement axial des aubes fixes 42, comme c’est le cas dans le mode de réalisation des figures 3a et 3b. L’autre moitié des aubes à calage variable 44 est intercalée entre les aubes fixes 42 et ne s’étendent donc pas dans le prolongement d’aubes fixes 42.
Les aubes à calage variable 44 sont de préférence toutes identiques. Leurs bords d’attaque 44a sont de préférence situés dans un même plan transversal ou traversés par un même plan transversal, comme c’est le cas des aubes fixes 42.
Les figures 5a et 5b illustrent un troisième mode de réalisation de l’invention qui diffère du premier mode de réalisation essentiellement par le positionnement des aubes à calage variable 44 par rapport aux aubes fixes 42.
Les aubes à calage variable 44 sont intercalées axialement entre les aubes fixes 42 et sont disposées entre ces aubes 42. Les aubes à calage variable 44 ne sont pas situées dans le prolongement axial des aubes fixes 42 mais sont au contraire décalées angulairement d’un demi-pas par rapport à l’axe de la turbomachine et sont donc chacune situées à mi-distance de deux aubes fixes 42. Les bords d’attaque 44a des aubes à calage variable 44 sont situés en amont des bords de fuite 42b des aubes fixes 42. Les bords de fuite 44b des aubes à calage variable 44 sont situés en aval des bords de fuite 42b des aubes fixes.
La distance d’imbrication des aubes à calage variable 44 entre les aubes fixes 42 est notée W et peut être estimée en pourcentage de corde d’une des aubes 42 ou d’une des aubes 44. De préférence, cette distance W est supérieure à 10% de la corde d’une aube 42 ou d’une aube 44, et plus préférentiellement supérieure ou égale à 20% de cette corde.
La illustre un quatrième mode de réalisation de l’invention qui diffère du premier mode de réalisation essentiellement en ce que le système de commande 50 est ici située radialement à l’extérieur de la paroi externe 14. Ceci est avantageux car cela permet de localiser ce système dans un environnement relativement froid par rapport aux températures élevées qui peuvent régner dans le générateur de gaz. Par ailleurs, cet environnement est peu contraint et contient des espaces libres pour accueillir ce type de système.
Ce système 50 est relié aux aubes à calage variable 44 et traversent pour cela les aubes fixes 42. Ces aubes 42 peuvent ainsi être rallongées en direction axiale et comprendre un passage interne s’étendant en direction radiale à travers la veine externe 28 pour autoriser le montage du système 50 et sa liaison aux aubes à calage variable 44. On comprend donc que les bords de fuite 42c des aubes fixes 42 peuvent être situés en aval des bords de fuite 42b de ces aubes.
La illustre un cinquième mode de réalisation de l’invention qui diffère du premier mode de réalisation par la position des aubes à calage variable 44.
Les aubes à calage variable 44 sont réparties autour de l’axe dans la veine secondaire externe 28 uniquement.
Les aubes à calage variable 44 comportent chacune un bord d’attaque 44a situé en aval du bec 24a, et un bord de fuite 44b situé dans la veine secondaire externe 28.
Chacune des aubes à calage variable 44 a un profil aérodynamique et comprend un intrados et un extrados. Par ailleurs, chacune des aubes à calage variable 44 présente une certaine courbure le long de sa corde.
Le nombre d’aubes à calage variable 44 peut être égal au nombre d’aubes fixes 42 ou supérieur à ce nombre, comme évoqué dans ce qui précède en relation avec les figures 3a à 4b.
Les aubes à calage variable 44 sont situées directement en aval des aubes fixes 42 et dans le prolongement axial de celles-ci. Les bords d’attaque 44a des aubes à calage variable 44 sont séparés par des jeux axiaux J prédéterminés des bords de fuite 42c des aubes fixes 42. De préférence, ces jeux J sont inférieurs à 10mm et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5mm. De préférence, ces jeux J sont inférieurs à 10% de la corde d’une aube 42 ou d’une aube 44, et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5% de cette corde. Chacun de ces jeux J est de préférence constant sur toute l’étendue radiale des bords 42c, 44a concernés et donc de la veine externe 28. Naturellement, ces jeux J sont susceptibles de varier en fonctionnement en fonction des positions de calage des aubes 44 par rapport aux aubes 42.
La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre la comparaison de chacun du ou des plusieurs paramètres de performance déterminés avec un paramètre de performance de référence correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz avec un carburant ayant une caractéristique de carburant connue.
La détermination du ou des plusieurs paramètres de performance peut comprendre la détermination d’une pluralité de paramètres de performance différents. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées sur la base de la pluralité de paramètres de performance. La pluralité de paramètres de performance peut comprendre au moins deux paramètres de performance différents, et de préférence au moins trois paramètres de performance différents.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent comprendre l’un quelconque ou plusieurs parmi : (i) une distribution d’hydrocarbures du carburant ; (ii) un pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ; (iii) une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ; et/ou (iv) une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple du kérosène.
Selon un trente et unième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef ayant un moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant :
la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant en utilisant le procédé du trentième aspect ;
le fonctionnement de l’aéronef selon la ou les plusieurs caractéristiques de carburant pendant une ou la deuxième période de fonctionnement ultérieure du moteur à turbine à gaz.
L’aéronef peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant. L’aéronef ne peut fonctionner selon la ou les plusieurs caractéristiques de carburant pendant la deuxième période de fonctionnement que si le carburant est utilisé à partir du même réservoir de carburant, ou est un carburant connu pour avoir les mêmes caractéristiques de carburant, que pendant la première période de fonctionnement.
Le fonctionnement de l’aéronef selon la ou les plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre la modification d’un paramètre de commande de l’aéronef, de préférence un paramètre de commande du moteur à turbine à gaz, en réponse à la ou aux plusieurs caractéristiques de carburant.
Le fonctionnement de l’aéronef selon la ou les plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre l’un quelconque ou plusieurs parmi : i) le changement d’un paramètre de consommation de carburant du moteur à turbine à gaz ; ii) le changement d’un paramètre de fonctionnement du système de gestion thermique du moteur à turbine à gaz ; iii) l’ajustement d’une température de carburant du carburant dans le moteur à turbine à gaz ; iv) l’ajustement d’une caractéristique de vol de l’aéronef, de préférence une altitude de l’aéronef, de préférence encore une altitude de croisière.
Selon un trente-deuxième aspect, la présente demande fournit un système de détermination de caractéristiques de carburant pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant d’aviation pour alimenter un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le système comprenant :
un capteur de paramètres de performance configuré pour déterminer un ou plusieurs paramètres de performance du moteur à turbine à gaz pendant une première période de temps de fonctionnement du moteur à turbine à gaz ; et
un module de détermination de caractéristiques de carburant configuré pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base du ou des plusieurs paramètres de performance.
Le module de détermination de caractéristiques de carburant peut être configuré pour déterminer la ou les plusieurs caractéristiques de carburant pendant une deuxième période de fonctionnement ultérieure.
La première période de fonctionnement peut être une première phase de vol, et la deuxième période de fonctionnement peut être une deuxième phase de vol, différente de la première.
La première phase de vol peut être une phase de décollage et/ou de montée, et la deuxième phase de vol peut être une phase de croisière ou une phase de descente.
Le ou les plusieurs paramètres de performance peuvent comprendre l’un quelconque ou plusieurs parmi :
a) de 2% à 80% en masse ou de 5% en masse à 70% en masse, de préférence de 30% à 70% en masse ou de 30% à 50% en masse,, d’un agent filmogène biosourcé constitué du mélange d’un polysaccharide, de préférence un amidon, et d’au moins une protéine par rapport à la masse totale de la solution, ladite protéine biosourcée étant choisi parmi les protéines animales, les protéines végétales et leurs mélanges, la proportion massique de protéines végétales dans ledit agent filmogène étant supérieure ou égale à 1% et inférieure à 50%, de préférence allant de 1% et 30%, de préférence de 2% à 20%;
b) optionnellement un agent humectant ; et
c) au moins 20% en masse ou au moins 30%, de préférence au moins 50%, d’eau par rapport à la masse totale de la solution ;
dans laquelle le ratio massique (agent filmogène protéique biosourcé / agent humectant) est compris entre 1 et 30, avantageusement entre 2 et 20 lorsque l’agent humectant est présent.
En d’autres termes, la présente invention porte sur un procédé de fabrication d’une tablette détergente enrobée d'un revêtement hydrosoluble, le procédé comprenant les étapes suivantes :
(1) fourniture d’un corps de tablette formé à partir de poudre compactée ;
(2) pulvérisation à la surface du corps d’une solution comprenant :
a) de 2% à 80% en masse ou de 5% à 70% en masse, de préférence de 30% à 70% en masse ou de 30% à 50% en masse, d’un agent filmogène biosourcé constitué du mélange d’un polysaccharide, de préférence un amidon, et d’au moins une protéine par rapport à la masse totale de la solution, ladite protéine biosourcée étant choisi parmi les protéines animales, les protéines végétales et leurs mélanges, la proportion massique de protéines végétales dans ledit agent filmogène étant supérieure ou égale à 1% et inférieure à 50%, de préférence allant de 1% et 30%, de préférence de 2% à 20% ;
b) au moins 20% ou au moins 30%, de préférence au moins 50%, en masse d’eau par rapport à la masse totale de la solution ; et
c) de manière optionnelle, un agent humectant.
La solution peut être telle que décrite plus en détails ci-dessus.
La solution pourra être pulvérisée en une ou plusieurs fois. La quantité totale de solution pulvérisée peut varier de 25g/m² à 1000g/m², notamment de 100g/m² à 350g/m² en tenant compte de la surface de tablette détergente à revêtir. A titre d’exemple, 0,6 g de solution peut être utilisé pour revêtir une tablette détergente rectangulaire de 16g ayant une surface à revêtir de 3397 mm².
La pulvérisation est typiquement réalisée à température ambiante à l'aide d'un système de buse.
Le procédé peut en outre comprendre une ou plusieurs étapes de séchage. Le séchage peut être réalisé au moyen d’air chaud ou non chauffé ou, par exemple, par rayonnement infrarouge. Le séchage est typiquement réalisé de manière à ce que la tablette soit sèche au toucher. De préférence, le séchage conduit à une réduction de moitié de la masse de la solution pulvérisée (évaporation d’une partie voire de la totalité de l’eau).
Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend une, deux, trois, voire plus, succession(s) d’étapes de pulvérisation et de séchage.
De manière classique, la turbomachine 10 comporte un générateur de gaz (non représenté) comprenant le long d’un axe longitudinal au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine, la turbomachine.
La turbomachine 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne 12 et externe 14, s’étendant l’une autour de l’autre et définissant entre elles une veine annulaire principale 16 d’écoulement d’un flux de gaz principal 18.
Le flux de gaz principal 18 est divisé en deux flux de gaz secondaires, respectivement interne 20 et externe 22, par un séparateur annulaire 24 qui est disposé entre les deux parois 12, 14. Ce séparateur 24 comporte à une extrémité amont un bec annulaire 24a configuré pour séparer en deux le flux de gaz principal 18 et former les flux de gaz secondaires 20, 22.
Un aubage de rotor 30 s’étend radialement à travers la veine principale 16, en amont du séparateur 24.
Des éléments de stator 40 sont situés en aval de l’aubage de rotor 30 et au niveau du bec de séparation 24a.
Selon l’invention, ces éléments de stator 40 comprennent des aubes de redresseur fixes 42 et des aubes de redresseur à calage variable 44.
Les aubes fixes 42 sont réparties autour de l’axe et comportent chacune un bord d’attaque 42a situé en amont du bec 24a, et des bords de fuite, respectivement interne 42b et externe 42c, situés respectivement dans les veines secondaires interne 26 et externe 28. On comprend ainsi que les aubes fixes 42 sont reliées au bec 24a, comme cela est visible dans le dessin. Comme cela est également visible, les bords d’attaque 42a peuvent être inclinées et s’étendre d’amont en aval vers l’extérieur. Cette inclinaison est par exemple déterminée selon un compromis entre la taille du moteur et l’optimisation du bruit qu’il génère. Pour minimiser le bruit, il est préférable d’augmenter la hauteur en haut de pale, ce qui se traduit par une plus forte inclinaison de la pale.
La figure 3b montre que chacune des aubes fixes 42 a un profil aérodynamique et comprend un intrados 46 (de forme incurvée concave) et un extrados 48 (de forme incurvée convexe). Par ailleurs, chacune des aubes fixes 42 présente une certaine courbure le long de sa corde. On désigne par C la zone de plus grande courbure d’une aube fixe 42. Cette zone est de préférence située en amont du bec 24a.
Les aubes fixes 42 sont de préférence toutes identiques. Leurs bords d’attaque 42a sont de préférence traversés par un même plan transversal.
Le nombre d’aubes fixes 42 est par exemple compris entre 10 et 200.
Les aubes à calage variable 44 sont réparties autour de l’axe dans la veine secondaire interne 26 uniquement.
Les aubes à calage variable 44 comportent chacune un bord d’attaque 44a situé en aval du bec 24a, et un bord de fuite 44b situé dans la veine secondaire interne 26.
La figure 3b montre que chacune des aubes à calage variable 44 a un profil aérodynamique et comprend un intrados 46 (de forme incurvée concave) et un extrados 48 (de forme incurvée convexe). Par ailleurs, chacune des aubes à calage variable 44 présente une certaine courbure le long de sa corde.
Dans ce mode de réalisation, le nombre d’aubes à calage variable 44 est égal au nombre d’aubes fixes 42 et les aubes à calage variable 44 sont situées directement en aval des aubes fixes 42 et dans le prolongement axial de celles-ci. Les bords d’attaque 44a des aubes à calage variable 44 sont séparés par des jeux axiaux J prédéterminés des bords de fuite 42b des aubes fixes 42. De préférence, ces jeux J sont inférieurs à 10mm et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5mm. De préférence, ces jeux J sont inférieurs à 10% de la corde d’une aube 42 ou d’une aube 44, et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5% de cette corde. Chacun de ces jeux J est de préférence constant sur toute l’étendue radiale des bords 42b, 44a concernés et donc de la veine interne 26. Naturellement, ces jeux J sont susceptibles de varier en fonctionnement en fonction des positions de calage des aubes 44 par rapport aux aubes 42.
Les aubes à calage variable 44 sont de préférence toutes identiques. Leurs bords d’attaque 44a sont de préférence dans un même plan transversal ou traversés par un même plan transversal.
Le nombre d’aubes à calage variable 44 est par exemple compris entre 10 et 200. Chacune des aubes à calage variable 44 est mobile en rotation autour d’un axe de calage Y qui a une orientation sensiblement radiale. La rotation de chacune des aubes à calage variable 44 est obtenue grâce à un système de commande 50 qui est ici situé dans le séparateur 24.
Dans les exemples décrits ci-dessus, le matériau d’étanchéité du composant de capteur 121 est un matériau d’étanchéité en nitrile. Le matériau spécifique choisi pour être utilisé comme capteur peut être indépendant de tout autre type de matériau d’étanchéité utilisé à bord de l’aéronef. Le matériau peut donc être choisi selon une réponse souhaitée à certaines caractéristiques de carburant à déterminer. Dans d’autres exemples, cependant, le matériau d’étanchéité n’est pas limité à un type spécifique de matériau, mais est choisi de sorte qu’il soit le même que le matériau d’un ou plusieurs joints d’étanchéité qui sont utilisés à bord de l’aéronef.
Un exemple dans lequel le matériau d’étanchéité correspond à celui de l’aéronef est illustré sur la . Les caractéristiques communes aux Figures 9, 10 et 11 sont étiquetées en conséquence. Un système de propulsion 10a pour un aéronef est illustré, ayant des moteurs à turbine à gaz 10 et un circuit de carburant 10b comprenant des réservoirs de carburant 53, 55 agencés pour contenir du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz. Dans d’autres exemples, n’importe quel nombre de moteurs à turbine à gaz et de réservoirs de carburant peut être prévu. Le circuit de carburant 10b peut correspondre au « circuit de carburant de l’aéronef » présenté précédemment, comprenant le circuit de carburant de moteur et le circuit d’alimentation en carburant d’aéronef.
Le circuit de carburant 10b comprend en outre des joints d’étanchéité 125 (dont un seul est étiqueté). Les joints d’étanchéité dans les présents exemples sont agencés pour assurer l’étanchéité des conduits de carburant s’étendant entre le réservoir de carburant central (fuselage) 55 et les réservoirs de carburant d’aile 53 et les moteurs à turbine à gaz 10. Les joints d’étanchéité 125 sont exposés au carburant provenant des réservoirs de carburant 53, 55 pendant l’utilisation de l’aéronef. Dans d’autres exemples, les joints d’étanchéité peuvent être prévus pour toute autre utilisation dans le circuit de carburant de l’aéronef qui sont exposés au carburant pendant l’utilisation. Ils peuvent, par exemple, faire partie d’une pompe à carburant. Les joints d’étanchéité 125 sont d’un type agencé pour gonfler en réponse à une exposition au carburant pendant l’utilisation afin d’assurer l’étanchéité, et peuvent être formés à partir d’un matériau d’étanchéité en nitrile.
Le système de propulsion comprend en outre un dispositif de détection 120 situé dans le circuit de carburant de l’aéronef 1. Le dispositif de détection peut comprendre les mêmes composants que ceux décrits ci-dessus en relation avec les Figures 10 et 11, et comprend un composant de capteur 121 qui est exposé au carburant dans le circuit de carburant. Le composant de capteur est formé à partir du même matériau que les joints d’étanchéité 125 prévus dans le circuit de carburant de l’aéronef. Le dispositif de détection 120 est agencé pour détecter ou déterminer un paramètre de gonflement du composant de matériau d’étanchéité comme décrit ci-dessus.
Les inventeurs ont déterminé qu’en détectant le gonflement d’un composant de capteur réalisé du même matériau que les joints d’étanchéité autrement prévus dans le circuit de carburant de l’aéronef, le degré de gonflement des joints d’étanchéité eux-mêmes peut être déterminé. Cela permet une surveillance indirecte du degré de gonflement des joints d’étanchéité, sans avoir à démonter les composants pour inspection. Comme les joints d’étanchéité 125 sont destinés à gonfler pour assurer une étanchéité suffisante, la mesure du gonflement du composant de capteur 121 peut fournir une mesure indirecte de leurs performances. Par exemple, une réduction du gonflement du composant de capteur 121 en dessous d’un seuil peut indiquer que les autres joints d’étanchéité dans le circuit de carburant de l’aéronef n’auraient pas un degré de gonflement suffisant pour assurer l’étanchéité. Le dispositif de détection peut être agencé pour générer un signal d’alerte si le paramètre de gonflement tombe en dessous d’un seuil d’alerte pour indiquer qu’un gonflement insuffisant des joints d’étanchéité 125 peut se produire.
Le dispositif de détection 120 peut être prévu de sorte qu’il reçoive du carburant lors de l’utilisation du moteur à turbine à gaz. Il peut, par exemple, être situé comme décrit en relation avec la .
Dans le présent exemple, le système de propulsion comprend en outre un module de détermination de caractéristiques de carburant 124 tel que décrit ci-dessus pour permettre aux caractéristiques de carburant d’être déterminées sur la base du paramètre de gonflement. Cela peut être réalisé de la manière décrite ci-dessus en relation avec les Figures 9, 10 et 11. Toute caractéristique décrite ci-dessus en relation avec ces figures peut être utilisée en combinaison avec l’exemple représenté sur la .
Dans d’autres exemples, le module de détermination de caractéristiques de carburant 124 peut ne pas être prévu. Dans de tels exemples, le paramètre de gonflement de carburant peut être utilisé pour indiquer le gonflement des joints d’étanchéité 125, plutôt que de permettre de déterminer les caractéristiques de carburant.
La illustre un procédé 1025 qui peut être réalisé en utilisant l’exemple de la . Le procédé 1025 comprend : l’exposition 1026 d’un ou plusieurs joints d’étanchéité du circuit d’alimentation en carburant de l’aéronef au carburant dans le circuit d’alimentation en carburant ; l’exposition 1027 du composant de capteur 121 réalisé du même matériau que le ou les plusieurs joints d’étanchéité au carburant, le composant étant situé dans le circuit de carburant de l’aéronef ; et la mesure 1028 d’un paramètre de gonflement du matériau d’étanchéité. Le procédé 1025 peut en outre comprendre la détermination 1029a d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base du paramètre de gonflement et/ou la génération 1029b d’un signal d’alerte si le paramètre de gonflement dépasse un seuil d’alerte. L’une des caractéristiques décrites ci-dessus en relation avec les Figures 9 à 13 peut être incorporée dans le procédé de la .
Capteur de substance de trace Détermination des caractéristiques du carburant lors du ravitaillement en utilisant un capteur de substance de trace :
En référence à la , un autre exemple d’un système de détermination de caractéristiques de carburant 126 est illustré, situé à bord de l’aéronef 1. Le système de détermination de caractéristiques de carburant 126 dans cet exemple est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant chargé sur l’aéronef 1, ces caractéristiques étant l’une de celles décrites ou revendiquées ici. Dans cet exemple, la caractéristique de carburant est déterminée sur la base de la détection de substances de trace dans le carburant F.