INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Comme indiqué ci-dessus, l'utilisation de carburant pour chaque mission de la pluralité de missions est obtenue en obtenant une utilisation de carburant optimisée pour la mission respective définissant de quelle façon le carburant attribué est utilisé lors de la mission. L'utilisation optimisée de carburant peut inclure un ou plusieurs paramètres d'utilisation de carburant sur la base desquels le système de combustion de l'aéronef respectif est commandé, ou selon lesquels le carburant est mélangé et chargé sur l'aéronef. Par exemple, les paramètres d'utilisation peuvent inclure des pourcentages de SAF dans les compositions de carburant pauvres en SAF et riches en SAF pour cette mission, et des points de basculement proposés et/ou une planification de mélange à utiliser sur cette mission. Les paramètres d'utilisation peuvent être choisis afin de réduire au minimum un paramètre d'impact des nvPM par mission pour cette mission respective, dans les contraintes du carburant attribué à cette mission par l'attribution de carburant.
L'utilisation optimisée de carburant pour chaque mission (par exemple déterminée en tant que partie de l'optimisation en boucle interne) peut être obtenue en effectuant 4098 une optimisation par mission comme illustré à la . L'optimisation par mission peut être effectuée, pour chaque mission, par :
L'effet de l'utilisation sélective d'un carburant d'une caractéristique différente pendant la première plage de fonctionnement en régime de croisière de moteur 320a est illustré à la . La ligne pleine épaisse dans la dépendance d'El(nvPM) par rapport à la puissance peut être comparée à la ligne pointillée épaisse dans la première plage de fonctionnement en régime de croisière 320a qui est produite en utilisant un carburant produisant peu de nvPM.
Dans certains exemples, la caractéristique de carburant par laquelle le carburant provenant de la première source de carburant 302 diffère du carburant de la seconde source de carburant 304 peut être le pourcentage de carburant d'aviation durable (SAF) présent dans le carburant respectif comme indiqué ci-dessus. Le carburant distribué aux injecteurs de carburant pilotes 313 pendant au moins une partie de la plage de fonctionnement en régime de croisière à injection pilote seule aurait de même un pourcentage de SAF différent comparativement au carburant distribué aux injecteurs de carburant pilotes 313 et/ou principaux 314 pendant au moins une partie de la plage de fonctionnement à injection pilote et principale. Comme indiqué ci-dessus, par rapport au kérosène fossile, le SAF donne sensiblement moins de nvPM, et peut donc être utilisé pour atténuer l'augmentation de nvPM qui autrement serait obtenue du fonctionnement en régime de croisière à injection pilote seule supplémentaire. Par exemple, le carburant fourni aux injecteurs de carburant pilotes pendant la première plage de fonctionnement en régime de croisière 320a peut avoir une plus grande proportion de SAF comparativement à celui fourni aux injecteurs de carburant pendant la seconde plage de fonctionnement en régime de croisière 320b. Ceci permet d'utiliser sélectivement une quantité limitée de SAF (ou d'un autre carburant à faible niveau de nvPM) pour réduire les émissions de nvPM, CO et HC globales.
Cela peut toutefois ne pas être toujours le cas. Dans certains exemples, le kérosène fossile peut être traité pour éliminer les composants aromatiques, en particulier les naphtalènes, afin de produire un carburant largement paraffinique d'origine fossile qui serait un carburant produisant de faibles niveaux de nvPM. D'autres caractéristiques de carburant peuvent donc être associées à un faible niveau de nvPM, telles que le pourcentage de la teneur en composés aromatiques ou de la teneur en naphtalène.
Les inventeurs ont donc constaté qu'à travers une combinaison de l'utilisation sélective de deux types de carburant et du fonctionnement en mode à injection pilote seule à un faible régime de croisière, la réduction avantageuse des émissions de CO et de HC s'accompagne d'une augmentation désavantageuse plus faible des nvPM que ce qui se produirait sans utiliser une composition de carburant riche en SAF (ou un autre carburant associé à un faible niveau de nvPM) dans la plage pertinente des réglages de puissance moteur.
Le fonctionnement sélectif en régime de croisière à injection pilote seule et l'utilisation sélective de carburant de la présente demande sont avantageux par rapport à d'autres procédés connus pour réduire l'émission globale de nvPM, HC et CO. Par exemple, des solutions de rechange comprennent une zone de fonctionnement « à injection pilote et semi-principale » qui se situe entre la région à injection pilote seule et la région à injection pilote et principale. Lorsque le réglage de puissance moteur correspond à la région à injection pilote et semi-principale, au lieu d'allumer tous les brûleurs principaux de carburant, seule une proportion (par exemple la moitié) d'entre eux est allumée, avec par exemple, une répartition alternée de marche-arrêt-marche-arrêt autour de l'anneau de chambre de combustion (d'autres agencements pourraient être envisagés tels que l'allumage de brûleurs principaux sur une moitié de l'anneau et non sur l'autre moitié). Cependant, cela engendre des propriétés de combustion inégales autour de l'anneau de la chambre de combustion et peut également être désavantageux pour le fonctionnement de la turbine et la durée de vie de la turbine. Une autre approche consiste à avoir un système pilote étagé dans lequel la région de fonctionnement « à injection pilote seule » est divisée en sous-régions, dans lesquelles des nombres progressivement plus importants de brûleurs pilotes sont basculés vers des réglages de puissance moteur progressivement plus élevés dans la région globale « à injection pilote seule ». Une telle configuration ajoute désavantageusement un poids et une complexité qui peuvent être évités par les procédés de la présente demande.
Dans un exemple, la première plage de fonctionnement en régime de croisière correspond à un fonctionnement de l'aéronef dans une partie ultérieure d'un segment de croisière d'un vol, et la seconde plage de fonctionnement en régime de croisière correspond à un fonctionnement de l'aéronef dans une partie relativement antérieure du segment de croisière. Par exemple, pendant un cycle de vol de l'aéronef, le fonctionnement en régime de croisière peut être divisé en un ou plusieurs segments de croisière. Ceux-ci peuvent correspondre à un fonctionnement en régime à l'état stabilisé à des altitudes différentes. Vers la fin d'un segment de croisière, le réglage de puissance moteur nécessaire pour maintenir le régime de croisière à l'état stabilisé au nombre de Mach spécifié et à l'altitude spécifiée va diminuer à mesure que l'aéronef brûle du carburant et s'allège. Comme une poussée moindre est donc nécessaire au niveau d'une partie ultérieure du segment de croisière, le réglage de puissance moteur est réduit. Le système de combustion de la présente demande peut donc être conçu pour basculer vers un fonctionnement à injection pilote seule à des puissances de moteur faibles vers la fin d'un segment de croisière, plutôt que de rester dans un fonctionnement à injection pilote et principale tout au long du segment (ou des segments s'il y en a plus d'un) de croisière du vol. Ceci contribue à réduire la production de HC et de CO qui pourrait autrement avoir lieu vers la fin du segment de croisière.
Dans un autre exemple, la première plage de fonctionnement en régime de croisière 320a correspond à un fonctionnement en régime de croisière subsonique à l'état stabilisé du moteur et la seconde plage de fonctionnement en régime de croisière 320b correspond à un fonctionnement en régime de croisière supersonique à l'état stabilisé du moteur. Dans cet exemple, le moteur à turbine à gaz 10 est conçu pour fournir un fonctionnement en régime de croisière à la fois subsonique et supersonique de l'aéronef sur lequel il est monté. Le point d'étagement peut être déterminé de telle sorte que le fonctionnement en régime de croisière à injection pilote seule correspond à un fonctionnement subsonique à puissance moteur relativement faible, tandis que le fonctionnement en régime de croisière à injection pilote et principale correspond à un fonctionnement supersonique à puissance moteur plus élevée.
Pour un aéronef supersonique, le régime de croisière supersonique est susceptible d'être possible au-dessus des océans, mais au-dessus des terres le régime de croisière peut être contraint d'être subsonique pour des raisons de conformité avec les réglementations sonores. Dans un tel exemple, le régime de croisière supersonique peut correspondre à un réglage de puissance moteur élevé, bien au-dessus du point d'étagement. La croisière subsonique peut cependant dans cet exemple correspondre à des réglages de puissance du moteur beaucoup plus faibles qui pourraient se trouver près d'un point d'étagement par défaut ou de l'état de la technique, entraînant une faible efficacité de combustion et des émissions élevées de CO et HC pendant le régime de croisière subsonique. Un aéronef supersonique peut consommer une proportion matérielle de son carburant en régime de croisière subsonique, et ainsi l'efficacité de combustion dans cette condition de fonctionnement est très importante. En fonctionnant en mode à injection pilote seule pendant le régime de croisière subsonique, les émissions de CO et HC peuvent être réduites, tandis que le carburant d'une caractéristique différente peut être fourni pour réduire au minimum toute augmentation de la production de nvPM. Le fonctionnement en régime de croisière supersonique à l'état stabilisé peut se produire avant le fonctionnement en régime de croisière subsonique à l'état stabilisé, ou inversement. Dans certains exemples, le fonctionnement en régime de croisière subsonique à l'état stabilisé peut être un fonctionnement en régime de croisière subsonique au-dessus des terres, tandis que le fonctionnement en régime de croisière supersonique à l'état stabilisé peut être un fonctionnement en régime de croisière supersonique au-dessus de l'eau (par exemple au-dessus de la mer).
Afin de fournir du carburant aux injecteurs de carburant pilotes 313 pendant le premier fonctionnement en régime de croisière qui est différent de celui fourni à la chambre de combustion pendant le second fonctionnement en régime de croisière le régulateur de distribution de carburant 306 est conçu pour fournir du carburant sélectivement à partir des première et seconde sources de carburant 302, 304 comme décrit ci-dessus (par exemple du carburant provenant uniquement de la première source de carburant 302, du carburant provenant uniquement de la seconde source de carburant 304, ou un mélange de ceux-ci). Dans un exemple, le régulateur de distribution de carburant 306 peut comprendre un mélangeur de carburant 318 tel qu'illustré à la . De manière similaire à ce qui est décrit ci-dessus, le mélangeur de carburant est conçu pour recevoir une alimentation en carburant à partir de la première et la seconde source de carburant 302, 304 et pour sortir un carburant constitué du carburant provenant de la première source de carburant, du carburant provenant de la seconde source de carburant, ou d'un mélange de ceux-ci. Ce carburant mélangé est fourni aux injecteurs de carburant pilotes 313, le carburant provenant d'une seule source de carburant (la seconde source de carburant 304 dans l'exemple ci-dessus) étant fourni aux injecteurs de carburant principaux 314. Dans d'autres exemples, le mélangeur peut être conçu pour alimenter à la fois les injecteurs de carburant principaux et pilotes avec un mélange de carburant approprié. Dans encore d'autres exemples, le régulateur de distribution de carburant 306 selon l'un quelconque des exemples décrits ici peut être utilisé pour fournir du carburant dans les première et seconde plages de fonctionnement en régime de croisière (par exemple, celles utilisant des régulateurs indépendants pour les première et seconde sources de carburant ou un régulateur pilote conçu pour basculer entre les sources de carburant).
Comme indiqué ci-dessus en liaison avec l'exemple illustré à la , la dépendance de la proportion du carburant provenant de la première source de carburant 302 comparativement à celle provenant de la seconde source de carburant 304 par rapport au débit de carburant peut être déterminée en fonction d'un niveau obtenu souhaité de nvPM à un débit de carburant particulier. Par exemple, la proportion de carburant distribuée à partir de la première source de carburant 304 comparativement à celle de la seconde source de carburant 304 peut être déterminée selon un niveau obtenu souhaité de nvPM à un débit de carburant particulier dans la première plage de fonctionnement en régime de croisière de moteur. La quantité de carburant fournie à partir de chaque source de carburant peut être déterminée de telle sorte que la valeur nvPM ne dépasse pas un seuil prédéterminé ou de telle sorte que la production de nvPM est réduite au minimum sur une période de fonctionnement du moteur à turbine à gaz comme décrit ci-dessus. Dans l'un quelconque des exemples décrits ici ceci peut être obtenu par une commande appropriée du mélangeur 318, ou un quelconque des autres régulateurs de distribution de carburant 306 décrits ici.
Dans certains exemples, la proportion de carburant distribuée à partir de la première source de carburant 302 comparativement à celle distribuée à partir de la seconde source de carburant 304 pendant la première plage de fonctionnement en régime de croisière peut être déterminée au moins partiellement selon un ou plusieurs éléments quelconques parmi :
b) la quantité d'exigence totale de carburant pour les injecteurs de carburant 313 pendant le fonctionnement à injection pilote seule pour la totalité du vol dans une plage de fonctionnement dans laquelle du carburant est fourni à partir de la première source de carburant 302 ; et/ou
La illustre un procédé 4014 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz selon l'exemple ci-dessus dans lequel du carburant d'une caractéristique différente est distribué aux injecteurs de carburant pilotes pendant la première plage de fonctionnement en régime de croisière de moteur. Le procédé 4014 comprend la régulation 4016 de la distribution de carburant aux injecteurs de carburant pilotes et/ou principaux 313, 314 à partir de la première source de carburant 302 contenant un premier carburant ayant une première caractéristique de carburant et de la seconde source de carburant 304 contenant un second carburant ayant une seconde caractéristique de carburant, comme décrit ci-dessus en utilisant le régulateur de distribution de carburant 306 d'un quelconque exemple ici (c'est-à-dire du carburant provenant uniquement de la première source de carburant 302, du carburant provenant uniquement de la seconde source de carburant 304, ou un mélange de ceux-ci). La seconde caractéristique de carburant est différente de la première comme décrit ci-dessus.
Le point d'étagement peut être déterminé de telle sorte que le système de combustion étagée est conçu pour basculer entre la plage de fonctionnement à injection pilote seule et la plage de fonctionnement à injection pilote et principale à un point d'étagement qui correspond à un mode de fonctionnement en régime de croisière à l'état stabilisé du moteur. Le point d'étagement peut définir une limite entre une première plage de fonctionnement en régime de croisière de moteur et une seconde plage de fonctionnement en régime de croisière de moteur.
La première plage de fonctionnement en régime de croisière peut correspondre à un fonctionnement de l'aéronef dans une partie ultérieure d'un segment de croisière d'un vol, et la seconde plage de fonctionnement en régime de croisière peut correspondre à un fonctionnement de l'aéronef dans une partie relativement antérieure du segment de croisière.
La première plage de fonctionnement en régime de croisière peut correspondre à un fonctionnement en régime de croisière subsonique à l'état stabilisé du moteur et la seconde plage de fonctionnement en régime de croisière peut correspondre à un fonctionnement en régime de croisière supersonique à l'état stabilisé du moteur.
Le point d'étagement déterminé peut être un point d'étagement d'accélération de moteur, et le système de combustion étagée peut être commandé en utilisant le point d'étagement déterminé pendant une condition de fonctionnement d'accélération du moteur. Le point d'étagement d'accélération de moteur peut être déterminé pour être identique à un point d'étagement de régime de croisière en réponse aux une ou plusieurs caractéristiques de carburant.
Selon un onzième aspect, l'invention concerne un aéronef comprenant un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz selon le neuvième aspect, et éventuellement une ou plusieurs des déclarations associées ci-dessus.
Selon un douzième aspect, l'invention concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant :
un système de combustion étagée ayant des injecteurs de carburant pilotes et des injecteurs de carburant principaux, le système de combustion étagée étant exploitable dans une plage de fonctionnement à injection pilote seule et une plage de fonctionnement à injection pilote et principale ;
un régulateur de distribution de carburant conçu pour commander une distribution de carburant aux injecteurs de carburant pilotes et principaux ;
i) la détermination 4098a d'un type et/ou de capacités opérationnelles d'une chambre de combustion utilisée par l'aéronef respectif utilisé pour la mission ;
ii) la détermination 4098b d'une exigence totale de carburant pour la mission respective ;
iii) la détermination 4098c d'une quantité de carburant requise pour chaque type d'injecteur de carburant fourni dans la chambre de combustion pour la mission respective ;
iv) la détermination 4098d de la dépendance des émissions de nvPM pour chaque point de fonctionnement du moteur en utilisant du carburant ayant les caractéristiques du carburant par défaut, du carburant non par défaut, ou d'un mélange de ceux-ci ; et
v) la détermination 4098e d'une utilisation optimisée de carburant qui réduit au minimum les émissions totales de nvPM pour la mission.
Dans l'étape i), le type et les capacités du système de chambre de combustion l'aéronef effectuant la mission respective sont déterminés. Ceci peut comporter le fait de déterminer si l'aéronef comprend une chambre de combustion étagée à mélange pauvre ou une chambre de combustion à mélange riche. Ceci peut en outre comprendre la détermination des modes de commande de la chambre de combustion qui sont disponibles. Par exemple, on peut déterminer si les capacités opérationnelles comprennent le basculement du carburant entre différentes sources en cours de distribution aux injecteurs de carburant pilotes, ou la fourniture d'un carburant mélangé aux injecteurs de carburant pilotes et/ou principaux tels que décrits dans divers exemples ici. Si la chambre de combustion est une chambre de combustion étagée à mélange pauvre, la détermination d'une quantité de carburant requise pour chaque type d'injecteur de carburant comprend la détermination d'une quantité de carburant requise pour les injecteurs de carburant pilotes pendant le fonctionnement à injection pilote seule. Elle peut en outre ou en variante comprendre la détermination d'une quantité de carburant requise pour les injecteurs de carburant pilotes pendant le fonctionnement à injection pilote et principale. La détermination d'une quantité de carburant requise pour chaque type de chambre de combustion peut, dans certains exemples, comprendre la détermination d'une quantité de carburant requise pour les injecteurs de carburant pilotes fonctionnant dans une plage seuil du fonctionnement à des débits de carburant inférieurs à celui du point d'étagement. Ceci peut être le cas dans des exemples où un carburant riche en SAF est fourni aux injecteurs de carburant pilotes dans un mode à injection pilote seule proche du point d'étagement comme décrit ci-dessus en liaison avec la . Dans l'étape iv) l'émission de nvPM pour chaque point de fonctionnement du moteur dépendant des caractéristiques du carburant étant la chambre de combustion est obtenue. Les points de fonctionnement du moteur peuvent être tels que définis dans une description de mission comme exposé ailleurs ici. À l'étape v), l'utilisation optimisée de carburant est déterminée en fonction de la dépendance des émissions de nvPM afin de trouver l'utilisation optimale de carburant (par exemple, le type ou le mélange de carburant utilisé) à chaque condition de fonctionnement du moteur pour réduire au minimum les émissions globales de nvPM. Dans certains exemples, la fonction de coût des nvPM pour chaque condition de fonctionnement du moteur telle que définie ailleurs ici peut être réduite au minimum.
L'information déterminée dans chacune des étapes i) à iv) de l'optimisation par mission peut être obtenue ou calculée en utilisant une quelconque technique adaptée qui serait connue de l'homme du métier. Par exemple, cela peut comprendre l'accès à des informations stockées sur les aéronefs pertinents et aux descriptions de chaque mission de la pluralité de missions au cours desquelles ils vont voler.
L'optimisation par mission peut être effectuée selon l'un quelconque des exemples donnés ici, par exemple celui en liaison avec la .
Le procédé 4090 est un procédé mis en œuvre par ordinateur. Le procédé 4090 peut être mis en œuvre par un quelconque dispositif informatique adapté, soit à bord d'un aéronef, distinct de l'aéronef en tant que système de chargement de carburant, soit en tant que système dédié pour gérer l'attribution de carburant.
Le procédé 4090 peut faire partie d'un procédé 4100 de chargement de carburant sur la pluralité d'aéronefs pour lesquels l'attribution de carburant a été déterminée. Un tel procédé est illustré à la . Le procédé 4100 peut comprendre la détermination 4102 de l'attribution de carburant pour la pluralité de missions au moyen du procédé 4090 décrit ci-dessus. Une fois l'attribution de carburant déterminée, le procédé 4100 comprend le chargement 4104 de carburant sur l'aéronef en fonction de l'attribution de carburant. Ceci peut comprendre le chargement de carburant en raccordant l'aéronef à une alimentation en carburant par un procédé connu. Le chargement du carburant peut également comprendre la fourniture d'informations d'utilisation de carburant calculées pour chaque mission à l'aéronef pour mémorisation dans un système de commande embarqué (tel que l'EEC 42) de sorte que l'aéronef peut être commandé en ce sens. Ceci peut inclure des informations d'utilisation de carburant pour permettre la configuration de réservoirs de carburant quelconques tels que requis, en sélectionnant les carburants de caractéristiques différentes à certains points de fonctionnement, et/ou une planification de mélange de carburant. Les informations d'utilisation peuvent également comprendre un rapport auquel le carburant par défaut et non par défaut doit être mélangé avant son chargement sur l'aéronef (par exemple, dans les cas d'aéronefs pour lesquels le mélange ou la sélection de carburant à bord n'est pas possible). L'étape de chargement du carburant peut également comprendre la mémorisation de paramètres de commandes requis quelconques dans un système de commande du moteur pertinent (par exemple l'EEC 42).
La illustre un système de détermination d'attribution de carburant à l'échelle de la flotte 5100 pour déterminer une attribution de carburant pour une pluralité de missions. Le système 5100 peut réaliser le procédé 4090 décrit ci-dessus. L’une quelconque caractéristique décrite ci-dessus en liaison avec le procédé 4090 peut par conséquent également s'appliquer au système 5100 de la .