INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
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 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, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible 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 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 9 à 18 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du 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.
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 17 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du 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.
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 11 à 16 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du 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.
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 12 à 15 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion et lorsque le carburant du 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.
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 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 %, 15 %, 16 %, 17 %, ou 18 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du 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.
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 12,0 %, 12,1 %, 12,2 %, 12,3 %, 12,4 %, 12,5 %, 12,6 %, 12,7 %, 12,8 %, 12,9 %, 13,0 %, 13,1 %, 13,2 %, 13,3 %, 13,4 %, 13,5 %, 13,6 %, 13,7 %, 13,8 %, 13,9 %, 14,0 %, 14,1 %, 14,2 %, 14,3 %, 14,4 %, 14,5 %, 14,6 %, 14,7 %, 14,8 %, 14,9 %, ou 15,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du 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.
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 55 à 80 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 60 à 75 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 65 à 70 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 d’environ 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, 60 %, 61 %, 62 %, 63 %, 64 %, 65 %, 66 %, 67 %, 68 %, 69 %, 70 %, 71 %, 72 %, 73 %, 74 %, 75 %, 76 %, 77 %, 78 %, 79 %, ou 80 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 d’environ 66,0 %, 66,1 %, 66,2 %, 66,3 %, 66,4 %, 66,5 %, 66,6 %, 66,7 %, 66,8 %, 66,9 %, 67,0 %, 67,1 %, 67,2 %, 67,3 %, 67,4 %, 67,5 %, 67,6 %, 67,7 %, 67,8 %, 67,9 %, ou 68,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 2 à 15 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 4 à 12 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 5 à 10 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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 d’environ 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 %, ou 15 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.
Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que les paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction. Cela peut améliorer l’efficacité de la combustion du carburant. Des températures de carburant plus élevées à l’entrée de la chambre de combustion peuvent permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et/ou un rendement amélioré de combustion de carburant. 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 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 la commande 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
L’utilisation du carburant pour absorber plus de chaleur de l’huile, plutôt que de s’appuyer sur le transfert de chaleur de l’huile vers l’environnement/air (par exemple, dans un échangeur de chaleur air-huile) peut également fournir un moteur à plus performant thermiquement. Cela peut améliorer le refroidissement de l’huile avant son retour au reste du moteur à turbine. En outre, le refroidissement amélioré de l’huile peut à son tour améliorer l’effet de refroidissement de l’huile sur les composants du moteur à travers lequel elle s’écoule, permettant par exemple un débit d’huile plus faible pour fournir le même effet de refroidissement.
L’échangeur de chaleur air-huile peut aider à éliminer la chaleur excédentaire de l’huile du système à boucle d’huile primaire qui n’est pas transférée au carburant. Cela peut permettre un refroidissement ultérieur de l’huile au-delà du transfert de chaleur de l’huile vers le carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile.
L’écoulement de carburant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile, et/ou une ou plusieurs autres propriétés du système d’échange de chaleur, tel que l’écoulement d’huile et/ou la proportion d’huile ou de carburant remise en circulation à travers un échangeur de chaleur ou contournant un échangeur de chaleur, peut être commandé de manière à élever la température de carburant entre 135 °C et 170 °C à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
La température de carburant peut être élevée à au moins 140 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. La température de carburant peut être élevée à au moins 150 °C, 170 °C, ou 190 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière.
La température de carburant peut être élevée à entre 135 et 150 °C, 135 et 160 °C, 135 et 170 °C, 135 et 180 °C, 135 et 190 °C, ou 135 et 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le système d’échange de chaleur peut être commandé (par exemple, en commandant l’écoulement de carburant) de façon à élever la température de carburant à une moyenne d’au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Les températures de carburant à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière peuvent être définies en tant que moyenne sur au moins 5 minutes, et éventuellement pendant dix minutes, en conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation de la température. Chaque fluctuation peut ne pas durer plus de 5 minutes. Une température de carburant d’au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière nécessite donc que la température de carburant reste à 135 °C ou plus pendant une période de temps, et un pic transitoire à une température supérieure à 135 °C n’est pas suffisant.
Les deux branches ou plus du système à boucle d’huile primaire peuvent se rejoindre après le système d’échangeur de chaleur, de telle sorte que l’huile se recombine après transfert de chaleur depuis l’huile.
La soupape de modulation permet de faire varier la quantité de chaleur transférée à partir de l’huile par les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile. Le niveau d’écoulement d’huile (et donc le transfert de chaleur de l’huile vers l’air ou le carburant) peut être modifié en fonction de la température du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire, ou entrant dans la chambre de combustion, et ainsi permettre la commande de la température de carburant au sein d’une limite supérieure et inférieure définie. Cela peut aider à assurer un rendement amélioré du moteur à turbine (par exemple, en élevant la température de carburant) sans risquer d’endommager inutilement une pompe à carburant ou d’autres composants en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en utilisant une température trop élevée pour la durabilité dudit composant. La température maximale réduite à laquelle le composant est exposé peut réduire le fluage, l’endommagement thermique des caractéristiques du composant tel que des joints d’étanchéité, et/ou réduire les dommages sur le cyclage résultant de différentes dilatations thermiques de caractéristiques différentes du composant, prolongeant ainsi la durée de vie et/ou améliorant les performances pour un âge donné du composant.
La soupape de modulation peut être agencée pour dévier une partie fixe de l’écoulement d’huile vers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur de chaleur air-huile lors du fonctionnement du moteur. Alternativement, la soupape de modulation peut être agencée pour dévier une partie variable de l’écoulement d’huile vers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile et de l’échangeur de chaleur air-huile lors du fonctionnement du moteur. La soupape de modulation peut être commandée activement pour faire varier la proportion d’huile envoyée par l’intermédiaire de chaque échangeur de chaleur. Cette commande active peut être fonction d’un ou plusieurs paramètres de fonctionnement, tels que la température de carburant et/ou de l’huile ou le pouvoir calorifique du carburant. La commande active peut être automatisée et mise en œuvre par un dispositif de commande du système d’échange de chaleur.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un générateur d’entraînement intégré et un système à boucle d’huile secondaire agencé pour fournir de l’huile au générateur d’entraînement intégré. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire agencé pour recevoir le carburant et l’huile du système à boucle d’huile secondaire. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur entre l’huile provenant du système à boucle d’huile secondaire et le carburant en utilisant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être dénommé échangeur de chaleur secondaire pour des raisons de concision.
L’échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel s’écoule de l’huile du système à boucle d’huile primaire peut être dénommé échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut être dénommé échangeur de chaleur primaire pour des raisons de concision. Le carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire avant l’écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire, de telle sorte que de la chaleur est transférée de l’huile dans le système à boucle d’huile secondaire au carburant avant que de la chaleur soit transférée de l’huile dans le système à boucle d’huile primaire au carburant.
L’étape de commande du système d’échange de chaleur de manière à élever la température du carburant peut comprendre l’ajustement d’une quantité de carburant envoyée à travers au moins l’un de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (par opposition au contournement de l’échangeur de chaleur respectif).
Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de contournement agencée pour permettre au carburant (ou à l’huile) de contourner un échangeur de chaleur, ou de multiples échangeurs de chaleur, du système d’échange de chaleur. Le procédé peut comprendre l’ajustement de la quantité de carburant (ou d’huile) envoyée à travers la conduite de contournement en fonction de la température de carburant.
La commande du système d’échange de chaleur de manière à élever la température de carburant peut donc comprendre la commande d’écoulement d’huile à travers le ou les échangeurs de chaleur et/ou la commande d’écoulement de carburant à travers les un ou plusieurs échangeurs de chaleur.
Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant :
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 d’environ 7,0 %, 7,1 %, 7,2 %, 7,3 %, 7,4 %, 7,5 %, 7,6 %, 7,7 %, 7,8 %, 7,9 %, 8,0 %, 8,1 %, 8,2 %, 8,3 %, 8,4 %, 8,5 %, 8,6 %, 8,7 %, 8,8 %, 8,9 %, ou 9,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 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’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 1:1 à 130:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.