INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques normales (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu dépend bien entendu du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur comprise entre 35 kN et 65 kN.
En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d’un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion.
En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une descente et une approche pour se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une descente et une approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de poussée disponible. En complément ou alternativement, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une baisse relative de l’altitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur.
Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici.
Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à une quelconque condition appropriée, qui peut être définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach).
Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement dans une quelconque condition appropriée, par exemple à mi-croisière de l’avion, telle que définie ailleurs ici.
L’homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à un quelconque autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à une quelconque autre caractéristique ou un quelconque autre paramètre décrit ici.
Tel qu’elle est utilisée ici, une plage « de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaire, désigne une plage inclusive ; incluant les valeurs de délimitation de X et Y.
Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles :
Dans le cas où ces deux vitesses seuil sont identiques, alors l’embrayage est configuré pour : découpler en rotation l’élément tournant (ici le pignon solaire 19a) si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est supérieure ou égale la vitesse seuil d’embrayage N D , et pour coupler en rotation le rotor de pompe avec l’élément tournant (ici le pignon si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est inférieure à la vitesse seuil d’embrayage N D .
L’embrayage 110 permet ainsi de faire en sorte que la pompe 104 soit active seulement dans les cas de basses vitesses (démarrages, dysfonctionnements, maintenance, etc.). Un tel embrayage 110 permet de dimensionner au plus juste la pompe 104 en vue de gagner de l’espace. En effet, à vitesse réduite, on peut se permettre d’utiliser une pompe 104 de plus faible encombrement.
En variante ou en complément, l’embrayage 110 peut être configuré pour passer de la position débrayée à la position embrayée lorsqu’une pression d’huile dans le conduit d’arrivée diminue et devient inférieure à une première pression seuil, et/ou pour passer de la position embrayée à la position débrayée lorsqu’une pression d’huile dans le conduit d’arrivée augmente et dépasse une deuxième pression seuil.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif de lubrification 100 comprend une deuxième pompe (non illustrée) distincte de la pompe 104 comprenant le rotor de pompe, la deuxième pompe étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse 19 lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est supérieure ou égale à la vitesse seuil d’embrayage N D.
Par exemple, la pompe 104 peut former une pompe dite auxiliaire fonctionnant en complément ou en remplacement de la deuxième pompe qui peut former une pompe dite principale également configurée pour lubrifier le réducteur 19.
La pompe principale est configurée pour lubrifier le réducteur 19 lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est supérieure à une vitesse seuil d’amorçage N A .
La vitesse seuil d’amorçage N A est inférieure ou égale à la vitesse seuil d’embrayage N D .
Bien que la montre une chambre de combustion ayant des buses de pulvérisation de carburant comprenant des injecteurs pilotes primaires et secondaires cela n'est pas forcément le cas dans d'autres exemples. Les injecteurs pilotes secondaires peuvent être absents dans certains exemples, en même temps que le collecteur pilote secondaire 126C et la première vanne de séparation 112A.
En référence aux exemples de l'une et l'autre des Figures 2 et 4, le système de distribution de carburant 102 comprend au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (HX) 114. Comme il est d'usage, au moins un circuit d'huile sensiblement en boucle fermée 128 est conçu pour alimenter de l'huile lubrifiante à une pluralité de composants de moteur et pour collecter l'huile lubrifiante à la suite d'une lubrification des composants de moteur. L'huile lubrifiante agit également pour éliminer la chaleur de ces composants de moteur, de telle sorte qu'une température de l'huile lubrifiante est augmentée à la suite d'une lubrification des composants de moteur. L'échangeur de chaleur carburant-huile 114 est conçu pour transférer de la chaleur de l'huile lubrifiante chauffée vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16. Le transfert de chaleur de l'huile lubrifiante chauffée au carburant sert un certain nombre d'objectifs. Un objectif est de réduire une température de l'huile lubrifiante, de telle sorte que l'huile lubrifiante peut être remise en circulation pour éliminer la chaleur des composants de moteur. Un autre objectif est d'augmenter une température du carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16, afin de modifier une ou plusieurs propriétés du carburant avant d'entrer dans la chambre de combustion 16 et d'améliorer ou d'optimiser la combustion.
Dans l'exemple montré, l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 est disposé entre la pompe à carburant 108 et l'unité de dosage de carburant 104, bien que l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 puisse être disposé à n'importe quelle localisation appropriée. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114, en fournissant des signaux de commande à l'échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour ajuster au moins une propriété ou un paramètre du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16. Dans l'exemple montré, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour commander au moins l'une parmi une température du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 et une viscosité du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16.
Dans un exemple, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Dans d'autres exemples, le dispositif de commande 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16 de façon à augmenter la température de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C.
En variante, le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière.
Le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut, en variante être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour augmenter la température de carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière à une moyenne définie entre deux quelconques des valeurs suivantes : 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C.
Dans un autre exemple, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le dispositif de commande 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion aux conditions de croisière de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou de préférence encore entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s ou même de préférence encore entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s.
Dans certains exemples, le dispositif de commande 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant jusqu'à un maximum de l'une quelconque des valeurs suivantes : 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. En variante, le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant à une plage définie entre deux quelconques valeurs de la phrase précédente.
Les températures de carburant et viscosités de carburant décrites ci-dessus peuvent être appropriées pour le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 avec un carburant aéronautique durable. Le carburant aéronautique durable peut avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD). Le carburant aéronautique durable peut de préférence avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD.
Le pouvoir lubrifiant est mesuré par une ou plusieurs parmi une série d'expériences contrôlées. Un tel test implique la mise en place d'une bille en acier durci contre un autre objet en acier durci (par exemple un disque ou un cylindre, en fonction du type de test sélectionné) avec une charge appliquée, pour créer une force entre les deux. L'échantillon de carburant étant testé est déversé dans un godet qui contient ces échantillons d'acier, et un moteur est activé pour forcer la bille à frotter vers l'arrière et vers l'avant contre le disque ou cylindre en acier à un régime fixe pendant une période de temps définie. La bille est ensuite retirée et la largeur et longueur de la « cicatrice d'usure » (c'est-à-dire la marque sur la bille causée par l'usure contre le disque en acier) est mesurée. La moyenne de ces deux dimensions est connue sous le nom de diamètre de cicatrice d'usure, ou WSD. Plus la cicatrice est petite, moins il y a eu d'usure et ainsi plus le pouvoir lubrifiant du carburant testé est élevé.
Le test d'évaluation de lubrification à bille sur cylindre (BOCLE) a été spécifiquement développé pour des carburéacteurs d'aviation, car il est particulièrement utile pour mesurer les effets de carburants et d'additifs sur l'usure par oxydation, qui est un mécanisme important dans des systèmes de carburant d'aéronef. Pour un test BOCLE, on utilise une bille en acier fixe et un cylindre métallique en rotation, immergés dans un échantillon du fluide à tester (par exemple du carburant). Une charge est appliquée pour presser la bille contre le cylindre tandis que le cylindre est mis en rotation, pour simuler un contact métal-métal en fonctionnement et évaluer l'effet du fluide échantillon. La présence et la nature de « cicatrices d'usure » sur la bille à la suite du test permettent aux propriétés de lubrification de l'échantillon de fluide aux vitesses de contrôle et aux charges de contact d'être évaluées.
Pour les valeurs WSD fournies ici, le test BOCLE de l'ASTM D5001 a été utilisé, avec une température de 25 °C ± 1 °C, et une durée de 30 minutes ± 1 minute.
Dans ce test normalisé, la bille utilisée est constituée d'un acier allié au chrome qui est de l'acier normalisé AISI No. E-52100 et a un diamètre de 12,7 mm. Le cylindre métallique est constitué d'acier SAE 8720. La bille en acier est pressée sur le cylindre métallique avec une charge appliquée de 1000 g, qui demeure constante pendant toute la durée. Le cylindre métallique est monté sur un moteur qui tourne à un régime fixe de 240 rotations par minute pendant trente minutes. Une fois que le test est achevé, les composants sont démontés, et la bille en acier est examinée à l'aide d'un microscope à un zoom de 100x pour déterminer le diamètre de cicatrice d'usure de la cicatrice d'usure formée pendant le test.
Cette température et cette période de temps normalisées ont été utilisées pour les valeurs listées ici, à l'aide du protocole de test tel que présenté ci-dessus, sauf indication contraire.
Dans d'autres exemples le diamètre de cicatrice d'usure du carburant aéronautique durable peut être 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,80, 0,81, 0,82, 0,83, 0,84, 0,85, 0,86, 0,87, 0,88, 0,89 ou 0,90 mm WSD, ou au sein de n'importe quelle plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase.
Dans d'autres exemples, le moteur à turbine à gaz peut être mis en fonctionnement avec d'autres types de carburant ayant un pouvoir lubrifiant tel que défini n'importe où ici.
Le système de gestion de carburant peut en outre comprendre une soupape de remise en circulation située en aval de l’échangeur de chaleur primaire, la soupape de remise en circulation agencée pour permettre de renvoyer une quantité contrôlée de carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur primaire à une entrée de l’échangeur de chaleur primaire. L'étape de contrôle du système de gestion de carburant, qui peut être réalisée de manière à ajuster la viscosité du carburant, peut comprendre le contrôle de la proportion du carburant renvoyée à l’entrée de l’échangeur de chaleur primaire par l’intermédiaire de la soupape de remise en circulation. L’étape de contrôle du système de gestion de carburant peut comprendre le contrôle d’une soupape de dosage de carburant (telle que décrite ci-dessus) et de la soupape de remise en circulation en fonction des informations fournies par la soupape de dosage de carburant (et éventuellement également en fonction d’autres informations, e. g. données de capteur de température).
L’étape de contrôle du système de gestion de carburant, qui peut être réalisée de manière à ajuster la viscosité de carburant, peut comprendre le contrôle de la proportion du carburant qui traverse la conduite de contournement au lieu de traverser l’échangeur de chaleur primaire.
Le système de gestion de carburant peut comprendre en outre une conduite de contournement d’huile agencée pour permettre à une proportion de l’huile de contourner au moins l’un de l’échangeur de chaleur primaire et de l’échangeur de chaleur secondaire, et éventuellement une conduite de contournement d’huile pour chaque échangeur de chaleur.
L’étape de contrôle du système de gestion de carburant, qui peut être réalisée de manière à ajuster la viscosité de carburant, peut comprendre le contrôle de la proportion de l’huile qui passe à travers la conduite de contournement d’huile au lieu de traverser l’au moins un échangeur de chaleur.
Le procédé peut comprendre le contrôle du système de gestion de carburant de manière à élever la température de carburant entre 150 °C et 170 °C à l’entrée dans la chambre de combustion dans des conditions de croisière
Selon un sixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion agencée pour brûler un carburant, et un système de gestion de carburant agencé pour fournir le carburant à la chambre de combustion. Le système de gestion de carburant comprend 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. Le système de gestion de carburant comprend en outre une pompe à carburant agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion. La pompe à carburant est située entre les deux échangeurs de chaleur carburant-huile. Le système de gestion de carburant est agencé pour ajuster la viscosité de carburant à moins de 0,58 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
De même, le sixième ou septième aspect peut être mis en œuvre conjointement avec le premier ou deuxième aspect et/ou le troisième ou quatrième aspect.
Selon un septième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant :
une chambre de combustion agencée pour brûler un carburant ; et
un système de gestion de carburant agencé pour fournir le carburant à la chambre de combustion, dans lequel le système de gestion de carburant comprend :
deux échangeurs de chaleur carburant-huile à travers lesquels lʼhuile et le carburant s’écoulent, les échangeurs de chaleur étant 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 ;
dans lequel le procédé comprend le contrôle du système de gestion de carburant de manière à transférer entre 200 et 600 kJ/m 3 de la chaleur au carburant à partir de l’huile dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire dans des conditions de croisière.
On aura à l’esprit que le transfert de chaleur est noté par unité de volume (m 3 ) de carburant atteignant la chambre de combustion de manière à ajuster le débit de carburant et toute remise en circulation à travers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire ou contournement de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire comme décrit ci-dessous. La quantité de chaleur transférée au carburant peut donc être calculée en fonction d’une température de carburant à l’approche ou l’entrée dans la chambre de combustion par comparaison avec une température de carburant dans un réservoir de carburant de l’aéronef, en tenant compte de la chaleur transférée d’autres sources au carburant qui atteint la chambre de combustion (par exemple, la chaleur transférée de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire, dans des mises en œuvre dans lesquelles le carburant est envoyé vers la chambre de combustion au lieu d’être renvoyé vers un réservoir de carburant pour une remise en circulation ultérieure). La chaleur obtenue par le carburant à partir d’autres composants de moteur, par exemple la pompe, devrait être négligeable par rapport au gain de chaleur dans les échangeurs de chaleur et peut donc être ignorée dans la plupart des mises en œuvre.
Selon une mise en œuvre du procédé, la température d’air ambiant T air est mesurée au moyen d’une sonde d’air ambiant.
Selon une mise en œuvre du procédé, le volume d’eau contenu dans la cavité interne est modélisé comme un empilement de plusieurs couches horizontales, et pour chaque couche d’un premier sous-ensemble de couches de l’empilement, une température de la couche est mesurée au moyen d’un capteur respectif placé en contact avec la surface externe de la peau, en regard de la couche horizontale.
Selon une mise en œuvre du procédé, pour chaque couche d’un deuxième sous-ensemble de couches distinct du premier sous-ensemble de couches, la température de l’eau dans la cavité interne est estimée par interpolation ou extrapolation à partir des températures mesurées pour les couches du premier ensemble de couches.
Selon une mise en œuvre du procédé, la température Tp i de l’eau dans la cavité interne du chauffe-eau ou dans une couche horizontale du premier ensemble de couches est déterminée selon l’équation :
où k est un coefficient déterminé pour chaque capteur, Tp e est la température mesurée sur la surface externe de la peau et T air est la température de l’air ambiant.
Selon une mise en œuvre, le procédé comprend une phase de calibration au cours de laquelle le coefficient k pour chaque capteur est déterminé selon les étapes successives suivantes :
- détection d’un état chargé du chauffe-eau ;
- détection d’un soutirage d’eau lorsque la température d’eau chaude sanitaire sortant du ballon T ECS mesurée par la sonde augmente brutalement jusqu’à une température seuil prédéfinie T seuil ;
- obtention d’une température d’eau chaude sanitaire sortant du ballon T ECS ;
- initiation d’un enregistrement des températures Tp e mesurées par les capteurs, et de la température de l’air ambiant T air autour du chauffe-eau ;
- calcul du coefficient k pour chaque capteur au moyen de l’équation :