INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Selon une mise en œuvre du procédé, le chauffe-eau est considéré comme étant dans l’état chargé lorsqu’un chargement du chauffe-eau en eau chaude a été effectué pendant un laps de temps supérieur à un temps minimum nécessaire au chargement du chauffe-eau.
L’invention concerne en outre un procédé d’estimation du volume d’eau chaude sanitaire contenue dans un chauffe-eau contenant un volume total d’eau, le volume d’eau chaude étant défini comme le volume de l’eau présentant une température supérieure ou égale à une valeur T seuil , comprenant les étapes de :
- estimer une valeur de température de l’eau dans chaque couche d’une pluralité de couches horizontales du volume total d’eau, au moyen du procédé de mesure indirecte de température de l’eau chaude selon l’invention,
- estimer le volume d’eau chaude sanitaire dans le chauffe-eau en fonction :
i. d’un volume de chaque couche horizontale comprenant de l’eau chaude présentant une température supérieure ou égale à la valeur T seuil
La illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une entrée d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de cœur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une buse d'échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une buse d'échappement de contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30.
En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la buse 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue au flux d’air de contournement B s’écoulant à travers le conduit de contournement 22, de telle sorte que le flux d’air de contournement B est évacué à travers la buse d’échappement de contournement 18 pour fournir généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction.
Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la . La turbine basse pression 19 (voir ) entraîne l'arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage solaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24.
D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la a une buse à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre buse 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la buse de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une buse unique, qui peut être dénommée buse à flux mélangé. L'une et/ou l'autre des buses (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable.
En référence à la , un moteur à turbine à gaz est généralement indiqué en 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série d’écoulement axial, une admission d’air 12, une soufflante de propulsion 23, un compresseur à pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 19a, une turbine basse pression 19 et une buse d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l’admission 12 et la buse d’échappement 20.
L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié.
Lorsqu’on choisit N A = N D , alors la pompe 104 auxiliaire est débrayée via l’embrayage 110, lorsque la pompe principale est utilisée. Ainsi, la pompe 104 auxiliaire et la pompe principale sont utilisées dans des plages de vitesses de rotation de l’arbre d’entraînement qui sont différentes.
Lorsqu’on choisit N A D , la pompe principale et la pompe 104 auxiliaire sont simultanément actives dans la plages de vitesses [N A N D [. Par exemple, la pompe auxiliaire 104 peut être active dans une phase d’amorçage de la pompe principale.
La vitesse seuil d’embrayage N D peut permettre un équilibre entre l’optimisation de l’occupation d’espace au sein du moteur pour la pompe principale et du réducteur pour la pompe auxiliaire (la taille de la pompe étant fonction de sa capacité) et la lubrification (débit d’huile) sur toute la plage des vitesses. Par exemple, la vitesse seuil d’embrayage N D peut être la vitesse à partir de laquelle la pompe principale est amorcée et débite à son débit nominal. Les plages de vitesses seuil d’embrayage N D ci-dessus peuvent être un équilibre entre taille de la pompe auxiliaire et la capacité de la pompe principale.
Lorsqu’on choisit N A = 0, la pompe principale est utilisée à toutes les vitesses de rotation de l’arbre d’entraînement.
une chambre de combustion agencée pour brûler au moins une proportion du carburant ;
un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire agencé pour avoir une proportion du carburant provenant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire sʼécoulant à travers celui-ci, et dans lequel du carburant est agencé pour sʼécouler de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire vers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire et lʼhuile est agencée pour sʼécouler de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire à lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire (de telle sorte que lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire transfère la chaleur provenant de lʼhuile juste renvoyée de lubrification et/ou de refroidissement du moteur au carburant déjà chauffé dans lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire) ;
dans lequel le procédé comprend la sélection dʼun ou plusieurs carburants de telle sorte que le pouvoir calorifique du carburant fourni à la chambre de combustion est dʼau moins 43,5 MJ/kg.
Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que le fonctionnement du moteur peut être optimisé pour ces différentes propriétés de carburant. Un pouvoir calorifique supérieur d’un carburant réduit le taux de combustion de carburant requis pour une vitesse d’aéronef donnée aux conditions de croisière, réduisant ainsi un débit de carburant nécessaire vers la chambre de combustion. Un pouvoir calorifique inférieur d’un carburant augmente le taux de combustion de carburant requis pour une vitesse d’aéronef donnée aux conditions de croisière, augmentant ainsi un débit de carburant nécessaire vers la chambre de combustion. En particulier pour des architectures de moteur dans lesquelles la vitesse de pompe à carburant est directement liée à la vitesse d’arbre (par exemple, dans lequel un rapport de vitesse d’arbre à la vitesse de pompe est fixe, ou dans lequel seulement certains rapports de vitesse d’arbre à la vitesse de pompe sont possibles, au moins dans des conditions de croisière), le carburant peut être gaspillé, ou une quantité insuffisante de carburant peut atteindre le moteur pour une performance optimale, si le fonctionnement du moteur n’est pas ajusté. Un changement de débit de carburant a également un effet sur la quantité de chaleur qui peut être transférée au carburant de l’huile dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur. La sélection du carburant pour avoir un pouvoir calorifique dans la plage spécifiée peut donc permettre d’optimiser les agencements d’échange de chaleur sans compromettre les performances de combustion. La régulation et la connaissance du pouvoir calorifique du carburant, et en conséquence des débits de carburant, peuvent donc être utilisés pour ajuster et adapter le transfert de chaleur à travers les échangeurs de chaleur pour aider à répondre à d’autres contraintes du moteur, et/ou offrir d’autres avantages dans le système de carburant moteur (par exemple, réduire la charge sur la pompe moteur principale ou réduire le risque de dépôt de produits de décomposition de carburant sur des tamis).
La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un seul carburant. La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un mélange de carburant. Le carburant choisi peut être le seul carburant à bord de l’aéronef. En tant que telle, la sélection du carburant peut être réalisée pendant le ravitaillement de l’aéronef.
Alternativement, le carburant choisi peut être l’un parmi plusieurs carburants à bord de l’aéronef, ou un mélange de multiples carburants à bord de l’aéronef. La sélection peut donc être effectuée en vol, ou peut être réalisée avant le décollage.
La proportion du carburant de l’échangeur de chaleur primaire circulant dans l’échangeur de chaleur secondaire peut être inférieure à 75 %, et éventuellement inférieure à 50 %.
Le carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut ne pas être fourni à la chambre de combustion, mais à la place utilisé pour un ou plusieurs autres systèmes de moteur tels que le système hydraulique à carburant (par exemple pour l’actionnement hydraulique à carburant et/ou le chauffage – par exemple, des mécanismes asservis hydrauliques à carburant peuvent comporter un système antigivre de nacelle comportant des actionneurs de moteur et/ou un carter de turbine et/ou une soupape asservie de refroidissement d’aube de turbine). Ce carburant peut alors être renvoyé dans un réservoir de carburant d’aéronef. Le procédé peut comprendre l’ajustement de la proportion de carburant envoyée à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire en fonction du pouvoir calorifique du carburant. Le système d’alimentation en carburant peut donc fournir du carburant à tous les composants du moteur qui utilisent du carburant, pas seulement à la chambre de combustion.
Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être compris entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’au moins 43,8 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être compris entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg.
Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’approximativement 43,5 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’approximativement 43,6 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’approximativement 43,7 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’approximativement 43,8 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’approximativement 43,9 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être d’approximativement 44 MJ/kg.
Le système d’alimentation en carburant peut être agencé pour pouvoir obtenir une pluralité de carburants différents à partir de réservoirs de carburant d’aéronef différents. L’étape de sélection d’un ou plusieurs carburants de telle sorte que le pouvoir calorifique du carburant fourni à la chambre de combustion est d’au moins 43,5 MJ/kg peut comprendre la sélection d’un ou plusieurs réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant d’aéronef différents à partir desquels le carburant est puisé. Des carburants de pouvoirs calorifiques différents peuvent donc être mélangés de manière à fournir un mélange de carburant du pouvoir calorifique souhaité à la chambre de combustion.
deux échangeurs de chaleur carburant-huile agencés pour que l’huile et le carburant s’écoulent à travers eux, les échangeurs de chaleur agencés pour transférer la chaleur entre lʼhuile et le carburant et comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile primaire et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ; et
une pompe à carburant agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion, dans lequel la pompe à carburant est située entre les deux échangeurs de chaleur carburant-huile ;
dans lequel le système de gestion de carburant est agencé pour élever la température de carburant à au moins 135 °C à l’entrée dans la chambre de combustion dans des conditions de croisière.
De même, le troisième ou quatrième aspect peut être mis en œuvre conjointement avec le premier ou deuxième aspect.
dans lequel le procédé comprend le contrôle du système de gestion de carburant de manière à ajuster la viscosité de carburant à moins de 0,58 mm 2 /s (i.e. inférieure à 0,58 cSt) à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Les inventeurs étaient conscients que, notamment avec l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, des propriétés de carburant aux conditions de croisière peuvent être contrôlées par gestion soigneuse des moteurs afin d’améliorer les performances. Dans ce cas, une viscosité plus faible peut être obtenue, ce qui peut affecter l’efficacité de la combustion, notamment par rapport à la performance de pulvérisation de la tuyère de carburant au sein de la chambre de combustion. La performance de pulvérisation de tuyère de carburant affecte l’efficacité de combustion du carburant. Une viscosité plus faible du carburant aux conditions de croisière peut être plus propice à un moteur plus efficace. Le débit de carburant peut être optimisé pour améliorer le rendement du moteur à turbine, auquel la plus faible viscosité dudit carburant peut contribuer. Par exemple, la viscosité de carburant affecte la manière dont le carburant est délivré dans et enflammé par la chambre de combustion. La viscosité peut affecter la taille des gouttelettes et la répartition de pulvérisation à partir de tuyères de pulvérisation de carburant, ce qui peut à son tour impacter l’efficacité de combustion. La prise en compte de la viscosité de carburant lors de la distribution de carburant à la chambre de combustion, et le contrôle de manière appropriée en faisant varier l’apport de chaleur, peuvent donc fournir une combustion de carburant plus efficace, améliorant les performances de l’aéronef.
Le carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur primaire avant d’atteindre l’échangeur de chaleur secondaire. Au moins sensiblement tout le carburant peut passer à travers l’échangeur de chaleur primaire. Seule une plus petite proportion du carburant peut passer à travers l’échangeur de chaleur secondaire. Le carburant qui passe à travers l’échangeur de chaleur secondaire peut être renvoyé à un réservoir de carburant, éventuellement après utilisation dans un ou plusieurs systèmes auxiliaires, au lieu de passer à la chambre de combustion.
Le système de gestion de carburant peut être contrôlé de manière à ajuster la viscosité de carburant entre 0,35 mm 2 /s et 0,53 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le système de gestion de carburant peut être contrôlé pour ajuster la viscosité de carburant entre 0,4 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le système de gestion de carburant peut être contrôlé de manière à ajuster la viscosité de carburant inférieure ou égale à 0,50 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s, 0,46 mm 2 /s, 0,44 mm 2 /s, ou 0,42 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le système de gestion de carburant peut être contrôlé de manière à ajuster la viscosité de carburant à moins de 0,50 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s, 0,46 mm 2 /s, 0,44 mm 2 /s, ou 0,42 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième et/ou sixième aspects :
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 15 à 65 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 à 60 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 10 %, 12 %, 14 %, 16 %, 18 %, 20 %, 22 %, 24 %, 26 %, 28 %, 30 %, 32 %, 34 %, 36 %, 38 %, 40 %, 42 %, 44 %, 46 %, 48 %, 50 %, 52 %, 54 %, 56 %, 58 %, 60 %, 62 %, 64 %, 66 %, 68 %, ou 70 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 %, 21 %, 22 %, 23 %, 24 %, 25 %, 26 %, 27 %, 28 %, 29 %, 30 %, 31 %, 32 %, 33 %, 34 %, 35 %, 36 %, 37 %, 38 %, 39 %, 40 %, 41 %, 42 %, 43 %, 44 %, 45 %, 46 %, 47 %, 48 %, 49 %, 50 %, 51 %, 52 %, 53 %, 54 %, 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, ou 60 % ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 10 à 19 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant dans le mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15.