INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique 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 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée spécifique d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique.
En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, dite TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. En conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1520 K, 1530 K, 1540 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600K à 1660K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K.
La TET en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1935 K à 1995 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou de 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD).
La turbine basse pression 8 comprend au moins trois étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus cinq étages.
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 29 (compresseur basse pression 4 et compresseur haute pression 5), la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 30 (turbine haute pression 7 et turbine basse pression 8). Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 30 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation des roues mobiles 7a, 8a de la section de turbine 30, qui entrainent à leur tour en rotation les roues mobiles 4a, 5a de la section de compresseur 29 ainsi que le rotor de soufflante 9.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (ou « bypass ratio » en anglais) élevé. Par taux de dilution « élevé », il est signifié un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Le taux de dilution est défini comme un rapport entre le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1, ces débits massiques en étant mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer. Par « non installé », il est signifié que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est sur un banc d’essai (et non installé sur un aéronef), les mesures étant alors plus simples à réaliser.
Dans un système propulsif, l’introduction d’un mécanisme de réduction 19 tel qu’illustré sur la entre la soufflante 22 et la turbine basse pression 8 permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 tout en augmentant la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale du système propulsif 1 est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1, le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 16 (ou, en l’absence de stator 16, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, par exemple inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 0,90 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur d’au moins une des aubes de soufflante 14, c’est-à-dire de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement d’air en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 d’aube de soufflante 14.
La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes de soufflante 14 peut par ailleurs être comprise entre 260 mètres par seconde (m.s-1) et 400 mètres par seconde (m.s-1) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile. Les un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile peuvent faire partie du système d’huile à remise en circulation. Le ou les échangeurs de chaleur air-huile peuvent être agencés en série d’écoulement avec les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire de telle sorte qu’au moins une partie de l’écoulement d’huile s’écoule à travers un échangeur de chaleur air-huile avant d’entrer dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire ou secondaire, ou après la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire ou secondaire. Dans un exemple, l’huile peut s’écouler à travers un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire avant de s’écouler à travers un échangeur de chaleur air-huile (par exemple un refroidisseur d’huile refroidi à l’air en surface) puis l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire.
Dans d’autres architectures de moteur, le moteur peut être conçu différemment, par exemple un moteur à engrenages au lieu d’un moteur à entraînement direct.
un réducteur (qui peut être dénommé réducteur principal) qui reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante, le réducteur comprenant des engrenages et des paliers lisses associés avec celui-ci ;
un système de lubrification à remise en circulation agencé pour fournir de lʼhuile pour lubrifier les engrenages et les paliers lisses, le système de lubrification comprenant un premier réservoir dʼhuile agencé pour fournir de lʼhuile aux engrenages et aux paliers lisses et un second réservoir dʼhuile agencé pour fournir de lʼhuile aux paliers lisses seulement ; et
un système dʼéchange de chaleur agencé pour transférer la chaleur entre lʼhuile et le carburant.
Le procédé comprend, dans des conditions de croisière :
le contrôle du système dʼéchange de chaleur de manière à transférer 200 à 600 kJ/m 3 de chaleur au carburant à partir de l’huile ; et
la fourniture d’une huile plus froide aux paliers lisses qu’aux engrenages.
Le transfert de chaleur est mesuré par mètre cube du carburant à l’entrée de la chambre de combustion. Comme le transfert de chaleur est mesuré par unité de volume de carburant, cela peut être considéré comme un taux de transfert de chaleur normalisé pour les variations de débit de carburant dans des conditions de croisière
Ce transfert de chaleur de l’huile au carburant peut être utilisé pour contrôler la température de l’huile en entrée du réducteur, et plus précisément aux paliers lisses et aux engrenages du réducteur.
Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants aviation durables par exemple, peut permettre à plus de chaleur d’être transférée de l’huile au carburant par unité de volume du carburant à travers le système d’échange de chaleur. Des températures de carburant plus élevées à l’entrée dans la chambre de combustion peuvent permettre un rendement de combustion de carburant amélioré, ainsi qu’un refroidissement de l’huile amélioré.
Le dispositif d'attache rapide 2 comprend un corps principal 200 et des oreilles 21 de liaison portées par le corps principal 200, pour la liaison dudit dispositif d’attache 2 à un bras d’une machine de travail ou de manutention comme expliqué ci-dessus.
Le corps principal 200 du dispositif d'attache rapide 2 présente une partie d’accrochage 22, encore appelée crochet, apte à coopérer avec le premier barreau 11 du dispositif adaptateur 1 lors d’une opération de fixation du dispositif d’attache rapide 2 sur le dispositif adaptateur 1 de fixation. L’opération de fixation qui inclut le positionnement du verrou 3 entre le deuxième barreau 12 et la base 100 est présentée par la suite.
Le corps principal 200 du dispositif d'attache rapide 2 porte des parois latérales, encore appelée oreilles 21 de liaison, qui présentent des orifices traversants 211 pour permettre de coupler le dispositif d'attache rapide 2 à des axes de liaison d’une interface de couplage d’un bras d’une machine de travail.
Le dispositif d’attache rapide 2 comprend un système de verrouillage et de déverrouillage du dispositif d’attache rapide 2 par rapport au dispositif adaptateur 1.
Système de verrouillage et de déverrouillage
Le système de verrouillage et de déverrouillage comprend un organe de verrouillage 3, appelé verrou. Dans la suite de la description, il est décrit un seul verrou, mais on peut prévoir que le système de verrouillage comprend plusieurs verrous, par exemple deux verrous disposés en parallèles l’un de l’autre.
Le verrou 3 présente un forme allongée. Le verrou 3 est monté déplaçable, de préférence à coulissement selon son axe longitudinal, et peut, lorsque l’étrier 5 est actionné pour débloquer le verrou (comme détaillé ci-après), prendre une position de verrouillage, encore appelée position sortie, qui empêche le retrait du dispositif d’attache rapide 2, du fait de la combinaison de la coopération du crochet 22 du dispositif d’attache rapide 2 avec le premier barreau 11 et de la coopération du verrou 3 avec le deuxième barreau 12.
Comme détaillé ci-après, sous l’action d’une poussée par la fourchette 4 contre le verrou 3 (et lorsque l’étrier 5 est actionné pour débloquer le verrou), le verrou 3 peut aussi prendre une position de déverrouillage, encore appelée position rentrée, dans laquelle le verrou 3 est écarté du deuxième barreau 12 de manière à autoriser le retrait du dispositif d’attache rapide 2 par rapport au dispositif adaptateur 1.
Le système de verrouillage et de déverrouillage comprend un organe de rappel 313, tel qu’un ressort de rappel, configuré pour rappeler le verrou 3 en position sortie de verrouillage.
Un dispositif 29 indicateur lié au verrou 3 permet à l’opérateur de connaitre la position du verrou 3.
En vue projetée dans un plan passant par les axes des barreaux 11, 12, la position rentrée du verrou 3 est une position du verrou dans laquelle l’extrémité libre 312 du verrou est écartée du barreau 12, tandis que la position sortie du verrou est une position du verrou dans laquelle l’extrémité libre 312 du verrou 3 du verrou est située sous le barreau 12 ou s’étend au-delà du barreau 12, du côté du barreau 12 opposé à celui orienté vers le barreau 11.
Autrement dit, la position sortie du verrou est une position d’extrémité dans laquelle le verrou 3 est ramené par le ressort 312 dans laquelle l’extrémité 312 du verrou 3 est plus éloignée de la fourchette 4 qu’en position rentrée.
Le système de verrouillage et de déverrouillage permet de verrouiller automatiquement le dispositif d'attache rapide 2 sur le dispositif adaptateur 1 au cours de la fixation du dispositif d'attache rapide 2 sur le dispositif adaptateur 1 de fixation.
Le système de verrouillage et de déverrouillage permet aussi de déverrouiller manuellement le dispositif d'attache rapide 2 par rapport au dispositif adaptateur 1, et de maintenir, sans action manuelle, l’état déverrouillé du dispositif d'attache rapide 2 par rapport au dispositif adaptateur 1 de fixation, dans lequel le verrou 3 est en position rentrée (i.e. dans l’attente d’un prochain verrouillage automatique du dispositif d’attache rapide 2 dans le dispositif adaptateur 1). Comme détaillé ci-après, l’état déverrouillé (i.e. la position rentrée du verrou 3) du dispositif d'attache rapide 2 est maintenu jusqu’au prochain verrouillage automatique qui intervient lorsque, après être sorti du dispositif adaptateur 1, le dispositif d'attache rapide 2 est réengagé (réintroduit) dans le dispositif adaptateur 1, i.e. lorsque le dispositif d'attache rapide 2 est rapproché du dispositif adaptateur 1 de sorte que le crochet 22 coiffe le barreau 11 et que le verrou 3 entre depuis l’extérieur du dispositif adaptateur 1 (en particulier depuis le dessus du dispositif adaptateur) dans l’espace défini entre les deux barreaux 11,12 et la base 100.
On notera que ledit état déverrouillé du dispositif d'attache rapide 2 peut être distinct de l’état dit détaché (ou séparé) du dispositif d'attache rapide 2 par rapport dispositif adaptateur 1 de fixation dans lequel le dispositif d'attache rapide 2 est sorti du dispositif adaptateur 1. Le dispositif d'attache rapide 2 est considéré comme sorti du dispositif adaptateur 1 lorsque l’extrémité libre 312 du verrou 3 se situe hors de l’espace défini entre le plan passant par les axes des barreaux 11, 12 et la base 100 du dispositif adaptateur 1.
Fourchette
La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal selon une deuxième variante ;
La est un exemple de réalisation d’une aube de turbine haute pression conforme à un mode de réalisation ;
La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ;
La est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation.
DESCRIPTION DETAILLEE Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).
Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 7. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor de la turbine haute pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 8 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 7 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 7 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.
Optionnellement, le réducteur de vitesse comprend une pluralité de satellites qui engrènent avec le pignon solaire, et le dispositif de lubrification comprend une pluralité de pompes comprenant chacune un rotor de pompe, la pluralité de pompes comprenant au moins deux pompes et au plus autant de pompes que de satellites, chaque rotor de pompe étant couplé en rotation avec un satellite distinct, le dispositif de lubrification étant configuré pour lubrifier le réducteur de vitesse avec de l’huile lorsque les rotors de pompe sont en rotation.
Optionnellement, le système propulsif aéronautique comprend un frein configuré pour freiner une rotation du rotor de pompe lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est inférieure à une vitesse de freinage seuil.
DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés.
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante,
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction selon une deuxième variante,