INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans encore d'autres exemples, le rapport d'étagement de transition varie entre une série de valeurs intermédiaires constantes, chacune étant différente du rapport d'étagement d'injection pilote et principale. Par ailleurs, chacun des rapports intermédiaires peut être compris entre celui de la plage d'injection pilote seule et celui de la plage d'injection pilote et principale. Par exemple, le rapport d'étagement de transition peut varier entre une série de valeurs de 80:20, 60:40 et 40:60. Le rapport d'injection pilote et principale peut être de 20:80 dans cet exemple. Les rapports d'étagement intermédiaires peuvent ainsi diminuer vers le rapport d'injection pilote et principale (c'est-à-dire qu'une proportion progressivement plus petite du carburant total est fournie aux injecteurs de carburant pilotes 313, et une proportion progressivement plus grande du carburant total est fournie aux injecteurs de carburant principaux 314). Ceci n'est cependant qu'un exemple, et un quelconque autre nombre et des quelconques autres valeurs de rapports d'étagement de transition intermédiaires peuvent être utilisés.
Dans certains exemples, le rapport d'étagement de transition peut avoir une variation continue avec la puissance du moteur dans une partie de la plage de fonctionnement de transition et peut avoir une ou plusieurs valeurs constantes dans une autre partie de la plage de fonctionnement de transition. Les exemples ci-dessus peuvent donc être combinés. Dans d'autres exemples, le rapport d'étagement peut avoir une variation avec la puissance moteur sur la totalité de la plage de fonctionnement de transition, ou peut avoir une ou plusieurs valeurs constantes avec la puissance moteur sur la totalité de la plage de fonctionnement de transition.
La illustre un exemple d'un procédé 4050 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. Le procédé 4050 comprend : la détermination 4052 d'une ou plusieurs caractéristiques de carburant d'un carburant en cours de distribution dans le système de combustion étagée 64 ; la détermination 4054 d'un rapport d'étagement définissant le rapport entre le flux de carburant de l'injecteur de carburant pilote et le flux de carburant de l'injecteur de carburant principal ; et la commande 4056 du système de combustion étagée 64 selon le rapport d'étagement déterminé. Le procédé 4050 peut être réalisé par l'appareil représenté à la (en plus du procédé 4038, ou en variante de celui-ci, dans lequel un point d'étagement est déterminé).
La commande 4056 du système de combustion étagée 64 peut comprendre la commande 4058 du système de combustion étagée 64 pendant la plage de fonctionnement à injection pilote et principale selon un rapport d'étagement d'injection pilote et principale comme indiqué ci-dessus. La détermination 4054 du rapport d'étagement peut comprendre la détermination 4060 d'un rapport d'étagement de transition. La commande 4056 du système de combustion étagée 64 peut ensuite comprendre la commande 4062 de celui-ci de sorte qu'il est actionné dans une plage de fonctionnement de transition entre la plage de fonctionnement à injection pilote seule et la plage de fonctionnement à injection pilote et principale comme indiqué ci-dessus. Le rapport d'étagement de transition peut être déterminé selon l'un quelconque des exemples donnés ci-dessus.
L’une quelconque des caractéristiques décrites ci-dessus en liaison avec les exemples dans lesquels le rapport d'étagement est déterminé selon une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut être incorporée dans le procédé 4050 de la .
Le calcul de la quantité du carburant disponible (p. ex., d’une cuve ou d’un pipeline d’avitaillement) nécessaire pour fournir l’énergie requise peut comprendre l’obtention d’un pouvoir calorifique de carburant déjà dans le réservoir de carburant, et l’utilisation de celui-ci pour calculer l’énergie totale disponible de carburant déjà à bord, à l’aide éventuellement d’un ou de plusieurs pouvoirs calorifiques de l’un ou plusieurs carburants à bord et la quantité de chacun. Cette valeur peut alors être soustraite de la quantité d’énergie déterminée requise pour le profil de vol prévu. Le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise peut par conséquent comprendre l’obtention d’une valeur d’énergie de carburant déjà dans le réservoir de carburant, et la soustraction de celle-ci de la quantité d’énergie déterminée requise pour le profil de vol prévu.
La première période de temps d’opération d’aéronef peut comprendre une période de temps passée à l’échauffement du moteur avant un quelconque mouvement, une période de temps au roulage avant le décollage, et/ou une période de temps passée à la montée. Dans d’autres exemples, la première période de temps peut être pendant la croisière. On aura à l’esprit que le fait d’effectuer de la détermination relativement précoce dans le vol peut faciliter l’utilisation du pouvoir calorifique déterminé. La détermination peut être effectuée avant que l’aéronef ne quitte le sol, dans le cas où le carburant n’est pas comme attendu à un tel point que l’avitaillement est conseillé, ou de manière à juger la quantité d’un carburant à charger. Dans d’autres mises en application, le pouvoir calorifique peut être utilisé pour influer sur la commande du système de propulsion en cours de vol / pour le reste du vol suite à la détermination.
Le procédé peut en outre comprendre le fait d’effectuer d’un contrôle pour vérifier le pouvoir calorifique déterminé, le contrôle comprenant la comparaison du pouvoir calorifique du carburant déterminé à partir des paramètres du moteur avec un pouvoir calorifique du carburant qui est :
Un ou plusieurs capteurs peuvent être fournis pour détecter directement le déversement. Par exemple, le débit de carburant dans la chambre de combustion 16 peut être mesuré directement – de nombreux aéronefs 1 actuels ont un débitmètre de carburant à cet emplacement, et un compteur pourrait être ajouté si non – ou déduit à partir de mesures autre part, et soustrait d’une valeur d’écoulement de sortie de pompe, Q, connue pour fournir une mesure de l’écoulement de carburant remis en recirculation.
Les inventeurs étaient conscients que, comme différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes tout en restant conformes aux normes, l’utilisation de SAF ou de mélanges kérosène-SAF peut modifier le déversement souhaité dans des conditions données. En particulier, la teneur en SAF augmente, un déversement souhaité peut généralement diminuer. Une ou plusieurs soupapes associées à la pompe 108, avec la ligne de retour de carburant 46, et/ou aux systèmes ou composants auxiliaires utilisant du carburant 45 peuvent être utilisées pour commander le déversement. La pompe 108 et les soupapes (non illustrées) et les lignes d’apport en carburant les raccordant ensemble forment un système d’apport en carburant 230, comme illustré sur la et la .
Un rapport de déversement de changement de carburant, R d , est défini comme :
R d est donc égal à 1 lorsque X=0, à savoir, lorsque le carburant est un carburant kérosène pur, mais varie lorsque X augmente. On aura à l’esprit que, dans le calcul de R d , les conditions sont considérées comme identiques à l’exception du changement de carburant - à savoir, le même moteur 10, le même stade de vol, la même altitude, etc.
Dans divers exemples, X % est d’au moins 30 % (X ≥ 30), et R d est supérieur ou égal à 1,003.
Dans divers exemples, lorsque le mélange de carburant est de 50 % de SAF en poids (X = 50), le rapport de déversement de changement de carburant est d’au moins 1,0066, et lorsque X=100 de telle sorte que le carburant est pur, le rapport de déversement de changement de carburant est d’au moins 1,0138.
La relation suivante peut s’appliquer dans divers exemples où X % est d’au moins 10 %, et éventuellement d’au moins 30 %, illustrant la relation entre %SAF et le déversement :
Le système d’apport en carburant 230 est agencé pour apporter du carburant à la chambre de combustion 16 à un débit d’énergie, C, éventuellement mesuré en Mega Watts, mW. Ce débit d’énergie, C, peut être commandé pour satisfaire/égaler la demande d’énergie de la chambre de combustion pour obtenir une puissance de sortie/poussée donnée dans des conditions données. En définissant la densité de kérosène comme ρK, le pouvoir calorifique de kérosène comme PC K et la densité et le pouvoir calorifique du carburant apporté à la chambre de combustion 16 comme ρF et PC F , respectivement, il s’est avéré avantageux de commander le débit de la pompe, Q, et le rapport de déversement en fonction des propriétés de carburant et de la demande d’énergie de la chambre de combustion de telle sorte que :
Dans divers exemples, le moteur à turbine à gaz 10 est agencé de telle sorte que, pour un moteur 10 avec une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 400 kN à 500 kN, en croisière :
où Q est mesuré en gallons impériaux par heure, PC en CHU/lb et ρ en lb par gallon impérial.
La conversion des unités pour mesurer Q en litres/seconde, PC en MJ/kg et ρ en kg par litre donne :
Dans divers exemples, le moteur à turbine à gaz 10 est agencé de telle sorte que, pour un moteur 10 avec une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 300 kN à 350 kN, a relation suivante maintient en croisière :
où Q est mesuré en gallons impériaux par heure, PC en CHU et ρ en livres par gallon impérial.
Le rapport de déversement de changement de carburant, R d , peut donc être commandé en fonction des propriétés d’écoulement de sortie de pompe et de carburant.
iv) un rapport de mélange de carburant.
Le procédé peut en outre comprendre la détermination d'un ou plusieurs paramètres d'utilisation de carburant correspondant à l'attribution de carburant. Les paramètres d'utilisation de carburant peuvent définir la façon d'utiliser le carburant lors de la mission définie par la description de mission. Le ou les paramètres d'utilisation de carburant peuvent inclure un ou plusieurs éléments quelconques parmi :
i) une planification de mélange selon laquelle du carburant provenant de la première source de carburant et de la seconde source de carburant est mélangé par le régulateur de distribution de carburant ;
ii) une planification de basculement selon laquelle le régulateur de distribution de carburant est configuré pour basculer entre une distribution de carburant à partir de la première source de carburant et de la seconde source de carburant ;
iii) une attribution de réservoirs de carburant prévus dans l'aéronef pour former la première source de carburant et la seconde source de carburant ; et/ou
iv) un réglage de vanne d'isolement pour des réservoirs de carburant formant la première source de carburant et la seconde source de carburant.
L'ensemble optimisé de la ou des caractéristiques de carburant peut en outre être déterminé en fonction d'un ou plusieurs éléments quelconques parmi :
i) la plage réalisable de caractéristiques de carburant qui peut être fournie par le régulateur de distribution de carburant ;
Dans certaines mises en application, le pouvoir calorifique déterminé en mesurant ou en déterminant autrement l’énergie libérée lorsqu’un certain volume ou masse du carburant est consumé peut être vérifié à l’encontre d’une valeur déterminée d’une manière différente, tel qu’un quelconque des procédés de détermination décrits ci-dessus.
Le pouvoir calorifique du carburant peut donc être déterminé physiquement à partir des résultats de la combustion sous l’aile, et éventuellement vérifié avec des valeurs fournies à l’aéronef 1, déterminées chimiquement à partir des propriétés chimiques détectées, ou calculées à partir d’autres propriétés de carburant détectées (soit sous l’aile, soit hors site), par exemple à l’aide de l’une quelconque des techniques de détection décrites ci-dessus. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, le processus de détermination du pouvoir calorifique en fonction de la performance du moteur peut être répété, et les valeurs comparées, fournissant ainsi un contrôle selon la même approche. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, un pouvoir calorifique en fonction de la performance du moteur peut être déterminé dans deux moteurs différents, fournissant ainsi un contrôle ; p. ex., deux moteurs de turbine à gaz propulsifs 10 différents, ou un moteur à turbine à gaz propulsif 10 et un moteur de turbine à gaz APU 44.
La répétition de la détection et de la détermination de manière à obtenir un second pouvoir calorifique peut être décrite comme effectuant le même procédé dans une seconde période de temps. Les première et seconde périodes de temps peuvent être à des stades différents d’opération d’aéronef (p. ex., des opérations au sol par opposition à la croisière, à la montée par opposition à la croisière, ou à la croisière à une première altitude par opposition à la croisière à une seconde altitude), ou peuvent être au même stade d’opération d’aéronef - par conséquent, dans certains cas, aucun changement ne peut être apporté à la commande du système de propulsion et/ou les conditions ambiantes peuvent être les mêmes entre les deux périodes de temps, de telle sorte que les mêmes valeurs des paramètres surveillés (au sein des erreurs/variation naturelle) seraient attendues.
Si un écart entre le pouvoir calorifique déterminé et les données de pouvoir calorifique reçues dépasse un seuil, une alerte peut être fournie – p. ex., une alarme sonore et/ou visuelle, et/ou un message envoyé à un pilote ou à une autre partie responsable. On aura à l’esprit que, lorsque le pouvoir calorifique déterminé est celui d’un mélange de carburant créé à bord de l’aéronef 1, le pouvoir déterminé n’est pas comparé directement aux données de pouvoir calorifique reçues ; à la place, des ajustements sont faits sur l’un ou l’autre pour refléter la contribution du ou des carburants différents.
Si un écart suffisamment important est identifié, le vol peut être interrompu sous réserve d’une revérification du carburant, et/ou aucun commande spécifique au carburant du système de propulsion 2 ne peut être effectuée.
Dans certains exemples, un aéronef 1 peut comprendre de multiples réservoirs 50, 53 de carburant, et deux ou plusieurs des réservoirs de carburant peuvent contenir différents carburants, qui peuvent avoir des pouvoirs calorifiques différents. Dans de tels cas, une détermination du pouvoir calorifique pour le carburant dans chaque réservoir 50, 53 peut être faite – par exemple à l’aide d’un système de gestion de carburant pour fournir initialement 100 % de carburant à partir d’un réservoir, et faire une première détermination, puis à l’aide du système de gestion de carburant pour fournir initialement 100 % de carburant à partir de l’autre réservoir, et faire une seconde détermination. En variante ou en complément, des pouvoirs calorifiques pour deux (ou plusieurs) mélanges différents des deux (ou plusieurs) carburants différents peuvent être déterminés à partir des performances du moteur sur les mélanges spécifiques, et des pouvoirs calorifiques des carburants dans les réservoirs individuels 50, 53 peuvent être calculés en fonction de ces déterminations. Dans d’autres cas de ce type, les deux ou plusieurs carburants différents peuvent toujours être fournis dans le même rapport dans un mélange, et le pouvoir calorifique du mélange peut donc être la seule valeur d’intérêt.
Dans les exemples décrits ici, le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation est déterminé. Ce carburant peut comprendre un mélange de carburant avec lequel l’aéronef 1 a été récemment avitaillé, et un quelconque carburant restant dans le ou les réservoirs 50, 53 de l’aéronef suite à un événement d’avitaillement antérieur, et peut comprendre un mélange de carburants à partir de réservoirs différents.
La ou les déterminations sont effectuées dans un première stade d’opération d’aéronef, et les résultats peuvent alors être utilisés pour influer sur la commande du système de propulsion 2, ou de l’aéronef 1 plus généralement, dans un ou plusieurs stades ultérieurs d’opération d’aéronef. Par exemple, la détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation peut être réalisée pendant le roulage de l’aéronef 1 avant le décollage, et/ou pendant d’autres opérations au sol, et le résultat peut être utilisé pour influer sur la commande pendant un ou plusieurs parmi le décollage, la montée et la croisière. Notamment dans des mises en application dans lesquelles un groupe auxiliaire de puissance 44 est utilisée pour la détermination, la détermination peut même être effectuée à une porte dʼaéroport, avant que le ou les moteurs de turbine à gaz principaux 10 ne soient allumés. Alternativement, la détermination peut être effectuée dans des conditions de croisière et les résultats utilisés pour influencer la commande ultérieurement dans le vol, p. ex., pendant la croisière ultérieurement dans le même vol.
On aura à l’esprit que les conditions de croisière représentent généralement une grande proportion de la plupart des vols commerciaux, et que l’optimisation de la commande du système de propulsion pour la croisière fournit donc une optimisation pour l’essentiel de l’enveloppe de vol dans la plupart des cas.
Le procédé 2040 effectué est illustré à la .
À l’étape 2042, des paramètres de moteur sont détectés ou surveillés pendant une première période de temps dans laquelle un carburant d’intérêt est consumé dans un moteur à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef 1. Cette période de temps peut être décrite comme une première période de temps d’opération de l’aéronef, et peut se produire à un quelconque point d’opération d’aéronef, y compris lorsque l’aéronef 1 est stationnaire (p. ex., à une porte). Notamment dans des exemples dans lesquels les paramètres de moteur sont surveillés alors que l’aéronef 1 est stationnaire, le moteur à turbine à gaz utilisé peut être un APU 44 de l’aéronef 1, plutôt qu’un des moteurs 10 agencés principalement pour fournir une puissance propulsive.
La première période de temps peut être une période au ralenti au démarrage initial du moteur. Ceci peut permettre de déterminer le pouvoir calorifique de carburant avant que le vol ne commence, et l’opération du moteur 10 peut par la suite varier en fonction du pouvoir calorifique déterminé. Le procédé 2040 décrit ici peut donc être utilisé comme faisant partie d’un schéma de commande active.
À titre d’exemple de paramètres de moteur surveillés, le débit de carburant massique dans la chambre de combustion 16, la vitesse d’arbre d’un ou plusieurs arbres 26, 27 du moteur 10, et/ou une ou plusieurs pressions et températures peuvent être détectées – soit instantanément en un point dans la première période de temps, soit avec une surveillance sur la première période de temps. Le débit de carburant dans la chambre de combustion 16 peut être mesuré directement – de nombreux aéronefs 1 actuels ont un débitmètre de carburant à cet emplacement, et un compteur pourrait être ajouté si non. Alternativement, le débit de carburant à l’entrée de la chambre de combustion peut être déduit de données collectées ailleurs – p. ex., à partir de la position d’une soupape doseuse de carburant (de telles soupapes fournissent couramment une rétroaction de position), ou d’une ou plusieurs pompes ou débitmètres situés ailleurs. Dans des exemples avec une pompe volumétrique plutôt qu’une pompe gravimétrique, le débit massique peut être calculé à partir du débit volumétrique et de la densité de carburant, ou le calcul de pouvoir calorifique peut être réglé en conséquence. En outre, on aura à l’esprit que l’aéronef 1 actuel surveille systématiquement une ou plusieurs vitesses d’arbre, et que ces informations, comme d’autres données, sont souvent fournies à un contrôleur électronique de moteur (CEM) 42. L’étape 2042 peut donc être effectuée sans nécessiter aucuns nouveaux capteurs.
À l’étape 2044, un pouvoir calorifique est déterminé pour le carburant consumé, à l’aide dus paramètres de moteur surveillés.
Par exemple, le débit massique de carburant utilisé pour obtenir une vitesse donnée de l’arbre basse pression, 26, ou bien la vitesse de l’un quelconque des arbres moteur 26, 27, peut être utilisé pour calculer le pouvoir calorifique du carburant (soit directement soit à l’aide d’une table de consultation de valeurs connues). Dans certaines mises en application, une mesure instantanée peut être effectuée de manière à déterminer un pouvoir calorifique. Dans d’autres cas, les paramètres (p. ex., le débit de carburant et la vitesse d’arbre) peuvent être surveillés sur une période d’opération plus longue du même carburant, par exemple, pour améliorer la fiabilité du calcul.
Le changement de relation entre le débit massique de carburant et la vitesse d’arbre peut être d’au moins environ 1:1 pour le changement de pouvoir calorifique du carburant (en supposant qu’il n’y a pas d’engrenage de l’arbre).
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre central raccordant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre central.
Un réservoir de carburant d’un ou plusieurs réservoirs peut contenir du SAF pur ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K , de kérosène. Alternativement ou en complément, un réservoir de carburant de l’un ou plusieurs réservoirs peut contenir un carburant mélangé comprenant une proportion de SAF, le SAF ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , du kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K en kérosène et étant mélangé avec un carburant à base de kérosène pour former le mélange.
Selon un dixième aspect, il est fourni un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et au moins un réservoir de carburant agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF, le SAF ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène,
une pompe à carburant agencée pour apporter du carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant à la chambre de combustion, la pompe à carburant ayant une admission agencée pour recevoir du carburant de l’un ou plusieurs des réservoirs de carburant, le carburant apporté à la pompe comprenant X % de SAF (avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène) et une évacuation agencée pour délivrer en sortie le carburant, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant traversant la pompe qui est remis en circulation / qui n’est pas fourni à la chambre de combustion étant appelé un pourcentage de déversement,
et dans lequel le système de propulsion est agencé de telle sorte que :
où X % est d’au moins 30 %, est supérieur ou égal à 1,003.
Ici, un pourcentage gravimétrique SAF est utilisé, par opposition à volumétrique – le carburant est par conséquent de X % de SAF en poids. Du fait des densités variées des carburants, le pourcentage volumétrique SAF serait légèrement différent – un pourcentage en volume peut être utilisé dans certaines mises en application, et les nombres donnent peuvent être ajustés en conséquence.
Le système de propulsion, et plus particulièrement le moteur à turbine à gaz, peut être agencé de telle sorte que :
Lorsque X est 50 (à savoir, le carburant est de 50 % SAF en poids), le rapport de déversement de changement de carburant peut être d’au moins 1,0066.
Lorsque X est 100, de telle sorte que le carburant soit du pur SAF, le rapport de déversement de changement de carburant peut être dʼau moins 1,0138.