INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Les instructions peuvent en outre être agencées pour amener le processeur à commander une entrée de carburant vers l’aéronef, de telle sorte que l’aéronef est avitaillé avec la quantité calculée du carburant disponible.
Les instructions peuvent être agencées pour amener le processeur à effectuer le procédé du premier aspect.
Selon un troisième aspect, il est fourni un procédé de contrôle d’avitaillement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et un réservoir de carburant agencé pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant :
la réception d’une entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à lʼaéronef lors de l’avitaillement ;
la détermination indépendamment d’au moins l’un parmi :
Tel qu’il est utilisé ci-dessus, déterminer « indépendamment » le pouvoir calorifique signifie déterminer le pouvoir calorifique sans utilisation, ou référence à, des données de pouvoir calorifique entrées – deux valeurs pour le pouvoir calorifique peuvent donc être obtenues séparément et comparées. Les deux valeurs peuvent donc être obtenues de manière complètement différente – p. ex., l’une peut être fournie par un approvisionneur de carburant, et l’autre peut être calculée à partir de données de capteur.
Les inventeurs étaient conscients que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en étant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburants disponibles pour un aéronef peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, du système de propulsion. Des systèmes de vérification, par exemple, mettant en application un contrôle de propriétés de carburant si des changements à la commande de l’aéronef sont à faire en fonction des caractéristiques de carburant, peuvent donc être mis en application pour renforcer la confiance dans, et améliorer la fiabilité, de telles nouvelles techniques de commande de système de propulsion.
Le contrôle du troisième aspect peut être effectué pour des raisons de sécurité – pour assurer que l’énergie totale dans le carburant à bord de l’aéronef soit suffisante pour le vol prévu, comportant une quelconque marge de sécurité prévue (p. ex., en cas d’intempéries ou de besoin de dérouter vers un aéroport différent).
Le contrôle du troisième aspect peut être effectué pour des raisons d’optimisation de performance de l’aéronef – la confiance en la connaissance du ou des carburants à bord de l’aéronef peut permettre d’accorder l’opération de moteur au ou aux carburants disponibles.
Le procédé peut être effectué par un système d’aéronef, et/ou par une unité hors site.
Le moteur à turbine à gaz peut être une turbine à gaz principale, propulsive, ou un moteur à turbine à gaz d’un groupe auxiliaire de puissance (APU), qui peut ou non être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef.
Le procédé peut comprendre la détermination du pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement dans une unité de test de carburant. L’unité de test de carburant peut être fournie hors site sur un site d’avitaillement.
la quantité de carburant non par défaut disponible pour la pluralité de missions.
La présente description peut s'appliquer à une quelconque configuration pertinente de moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à turboréacteur à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l'hélice n'est pas entourée par une nacelle), un turbopropulseur ou un turboréacteur. Un quelconque tel moteur peut être pourvu ou non d'une chambre de post-combustion.
Un moteur à turbine à gaz selon un quelconque aspect de la présente invention peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de noyau reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (comportant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du noyau du moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du noyau de moteur, par exemple lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être appelée hélice).
Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d'hélices contrarotatives fixés à une turbine de puissance libre par l'intermédiaire d'un arbre et entraînés par celle-ci. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l'une tourne dans le sens des aiguilles d'une montre et l'autre dans le sens antihoraire autour de l'axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d'hélice et un étage d'aube directrice configuré en aval de l'étage d'hélice. L'étage d'aube directrice peut être de pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre respectivement peuvent entraîner des compresseurs à haute pression et pression intermédiaire et des hélices par des arbres d'interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majeure partie de la poussée propulsive.
Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d'hélice peuvent être entraînés par une boîte d'engrenages. La boîte d'engrenages peut être du type décrit ici.
Un moteur selon la présente invention peut être un turboréacteur à double flux. Un tel moteur peut être un turboréacteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d'entraînement de soufflante, par exemple sans boîte d'engrenages. Dans un tel turboréacteur à double flux à entraînement direct, on peut dire que la soufflante tourne à la même vitesse de rotation que la turbine d'entraînement de soufflante.
Un moteur selon la présente invention peut être un turboréacteur à double flux à boîte d'engrenages. Dans un tel agencement, le moteur présente une soufflante qui est entraînée par l'intermédiaire d'une boîte d'engrenages. Ainsi, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée depuis l'arbre de noyau et sort un entraînement vers la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l'arbre de noyau. L'entrée vers la boîte d'engrenages peut être directement à partir de l'arbre de noyau, ou indirectement à partir de l'arbre de noyau, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droit. L'arbre de noyau peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (la soufflante tournant à une vitesse plus basse).
Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir un nombre quelconque souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple, un, deux ou trois arbres. Strictement à titre d'exemple, la turbine reliée à l'arbre de noyau peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de noyau peut être un premier compresseur, et l'arbre de noyau peut être un premier arbre de noyau. Le noyau de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre de noyau reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de noyau peuvent être conçus pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de noyau.
Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être conçu pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple via un conduit généralement annulaire) un flux du premier compresseur.
La boîte d'engrenages peut être conçue pour être entraînée par l'arbre de noyau qui est configuré pour tourner (par exemple lors de l'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de noyau dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte d'engrenages peut être conçue pour être entraînée uniquement par l'arbre de noyau qui est configuré pour tourner (par exemple lors de l'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement le premier arbre de noyau, et non le deuxième arbre de noyau, dans l'exemple ci-dessus). En variante, la boîte d'engrenages peut être conçue pour être entraînée par un ou plusieurs arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus.
La boîte d'engrenages peut être une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante est une vitesse de rotation plus basse que l'entrée provenant de l'arbre de noyau). Un quelconque type de boîte d'engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « planétaires » ou « épicycloïdaux planétaires », telle que décrite plus en détail ailleurs ici. Une telle boîte d'engrenages peut être un seul étage. En variante, une telle boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages composés, par exemple une boîte d'engrenages planétaires composés (qui peut avoir l'entrée sur l'engrenage solaire et la sortie sur la couronne, et ainsi être appelé boite d'engrenages « épicycloïdaux planétaires composés »), par exemple ayant deux étages de réduction.
La boîte d'engrenages peut avoir un quelconque rapport de réduction souhaité (défini comme étant la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2, ou 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Strictement à titre d'exemple, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « épicycloïdaux planétaires » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « épicycloïdaux planétaires » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « planétaires » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être en dehors de ces plages.
Dans un quelconque moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, le carburant d'une composition donnée ou d'un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être disposée en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport à la voie d'écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple en sortie du) deuxième compresseur, où un deuxième compresseur est disposé. À titre d'exemple supplémentaire, le flux en sortie de la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, où une deuxième turbine est disposée. La chambre de combustion peut être disposée en amont de la ou des turbines.
Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur comme décrit ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes rotoriques et une rangée d'aubes statoriques, qui peuvent être des aubes statoriques variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes rotoriques et la rangée d'aubes statoriques peuvent être décalées axialement l'une de l'autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à turboréacteur à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut par exemple comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « à basse pression ») et soit 10, soit 11 étages dans le deuxième compresseur (ou compresseur « à haute pression »). À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de noyau par l'intermédiaire d'une boîte d'engrenages) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « à basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le deuxième compresseur (ou compresseur « à haute pression »). À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « à basse pression ») et 10 étages dans le deuxième compresseur (ou compresseur « à haute pression »).
La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine comme décrit ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes rotoriques et une rangée d'aubes statoriques. La rangée d'aubes rotoriques et la rangée d'aubes statoriques peuvent être décalées axialement l'une de l'autre. La deuxième turbine (ou turbine « à haute pression ») peut comprendre 2 étages dans un quelconque agencement (par exemple qu'il s'agisse d'un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou turbine « à basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou turbine « à basse pression ») ayant 3 ou 4 étages.
Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une envergure radiale s'étendant à partir d'un pied (ou moyeu) à un emplacement de lavage au gaz radialement interne, ou une position d'envergure de 0 %, jusqu'à une extrémité à une position d'envergure de 100 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inférieur à (ou de l'ordre de) un quelconque nombre parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26, ou 0,25. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32 ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent couramment être appelés rapport moyeu à extrémité. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de l'extrémité peuvent tous deux être mesurés au niveau de la partie bord d'attaque (ou axialement le plus vers l'avant) de l'aube. Le rapport moyeu à extrémité fait, bien entendu, référence à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur d'une quelconque plate-forme.
L’une quelconque des caractéristiques décrites ci-dessus en liaison avec les exemples dans lesquels le point d'étagement est déterminé selon une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut être incorporée dans le procédé 4038 de la .
D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations différentes. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre différent de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre différent d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz représenté à la a une tuyère à flux divisé 18, 20, ce qui signifie que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est distincte de la tuyère de moteur central 20 et radialement à l'extérieur de celle-ci. Cependant, ceci n'est pas limitatif, et tout aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont) d'une seule tuyère, qui peut être appelée tuyère à flux mixte. Une ou les deux tuyères (qu'il s'agisse d'un flux mixte ou divisé) peuvent avoir une surface fixe ou variable.
Alors que l'exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à tout type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre de boîte d'engrenages 30.
La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants associés, est définie par un système d'axe classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction de bas en haut à la ), et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page dans la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont perpendiculaires entre elles.
Un exemple de signal d’enveloppe η(t) est:
Une telle expression définit complètement celle de la déflexion libre simple s ESE,0 (t) .
Un deuxième exemple de signal d’enveloppe η(t) est:
Un troisième exemple de signal d’enveloppe η(t) est:
Selon encore un autre exemple, le signal d’enveloppe η(t) est un polynôme prenant une valeur nulle entre 0 et la première valeur de temps t1, et de valeur 1 entre la deuxième valeur de temps t2 et la troisième valeur de temps t3, de dérivée nulle aux première, deuxième, troisième et quatrième valeur de temps t4, et monotone entre la première et deuxième valeur de temps t2, t4 ainsi qu’entre la troisième valeur de temps et quatrième valeur de temps t4.
L’on décrit à présent une sous-étape de détermination 1010 de la fonction de transfert mécanique G(ω) de la tête d’AFM 1. Avantageusement, G(ω) est obtenue en injectant à la tête d’AFM 1 une excitation « blanche » e n (t) sous la forme de bruit blanc et en mesurant la déflexion libre « blanche » s n (t) associée de la sonde de force 9.
De manière préférentielle, une telle mesure de la déflexion libre s n (t) est répétée un nombre prédéterminée N de fois afin d’obtenir une mesure moyenne de G(ω) davantage précise.
Math [15]
les n ième réalisations des transformées de Fourier de l’excitation blanche e n (t) et de la déflexion libre associée s n (t) parmi les N effectuées.
Ainsi, la fonction de transfert de l’ensemble de la tête d’AFM 1 G(ω) s’exprime comme suit:
Une fois déterminée, la fonction de transfert G(ω) de la tête d’AFM 1 est supposée inchangée dans toute la suite du procédé de mesure 100.
L’étape de pré-mesure (101) comprend une sous-étape 1011 de détermination du signal d’excitation pour un pixel de mesure.
La transformée de Fourier du signal d’excitation simple e ESE,0 (t), s’exprime comme suit :
Sous forme temporelle, le signal d’excitation simple temporelle e ESE,0 (t) est avantageusement déterminé par opération de transformée de Fourier inverse :
Telles qu'utilisées ici, les conditions de régime de croisière ont la signification conventionnelle et sont aisément comprises par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtra immédiatement les conditions de régime de croisière comme étant le point de fonctionnement du moteur en milieu de régime de croisière d'une mission donnée (qui peut être appelée dans le secteur la « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est destiné à être attaché. À cet égard, le milieu du régime de croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef auquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre le haut de la montée et le début de la descente ont été brûlés (ce qui peut être approximé par le point milieu en termes de temps et/ou de distance) entre le haut de la montée et le début de la descente. Les conditions en régime de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement à l'état stabilisé (c'est-à-dire maintenant une altitude constante et un nombre de Mach constant) en milieu de croisière d'un aéronef auquel est destiné à être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis à cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, dans des conditions de régime de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement à l'état stabilisé de cet aéronef en milieu de croisière.
En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, des conditions de régime de croisière sont définies comme étant le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir (en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef) un fonctionnement à l'état stabilisé de l'aéronef auquel il est destiné à être fixé à un nombre de Mach de milieu de régime de croisière donné) dans les conditions atmosphériques de milieu de régime de croisière (définies par l'International Standard Atmosphere selon la norme ISO 2533 à l'altitude de milieu de régime de croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée en milieu de croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur dans les conditions de régime de croisière est clairement défini.
Strictement à titre d'exemple, la vitesse d'avancement à la condition de régime de croisière peut être n'importe quel point dans la plage de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage de 0,8 à 0,85. Toute vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de régime de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de régime de croisière peuvent être en dehors de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9.
Strictement à titre d'exemple, les conditions de régime de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard (selon l'International Standard Atmosphere, ISA) à une altitude qui est dans la plage de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage de 10 400 m à 11 600 m (autour de 38 000 pieds), par exemple dans la plage de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage de 10 700 m (environ 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de régime de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages.
Strictement à titre d'exemple, les conditions de régime de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 et des conditions atmosphériques standard (selon l'International Standard Atmosphere) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de régime de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach vers l'avant de 0,85 et des conditions atmosphériques standard (selon l'International Standard Atmosphere) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m).