INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le diamètre D du rotor de soufflante 9 peut être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor 9 est non caréné, le diamètre D est par exemple supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 156 pouces (396,2 cm). Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe longitudinal X, qui est l’axe de rotation du rotor de soufflante 9, au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes de soufflante 14.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction, dans cet exemple un mécanisme de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou de type « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage.
Par exemple, la illustre un mécanisme de réduction 19 selon une première variante du type planétaire (ou « star » en anglais). Le mécanisme de réduction 19 comprend un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe de rotation du mécanisme de réduction 19 généralement confondu avec l’axe longitudinal X et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11, une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de son axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis de manière circonférentielle autour de l’axe X de rotation du rotor 9 de la section de soufflante 2, entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Dans ces deux variantes, la couronne 19b présente un diamètre supérieur au diamètre du pignon solaire 19a.
Dans un autre exemple, la illustre un mécanisme de réduction 19 selon une deuxième variante de type épicycloïdal (ou « planetary » en anglais), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).
Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 15. Dans le cas d’un système propulsif 1 à soufflante carénée, le rapport de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, par exemple autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 à soufflante non caréné, le rapport de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0.
illustre, en coupe transversale, un mode de réalisation particulier qui est le même que celui représenté par la .
Les repères numériques suivants sont utilisés sur les figures et dans la description détaillée qui suit :
1 Boucles superposées (boucles principales)
1a Unité de stockage d’énergie thermique
2 Source ou générateur d’énergie
3 Capteur d’énergie solaire (3a : panneau photovoltaïque ; 3b : capteur thermique)
4 Dispositif de stockage d’énergie électrique
5 Corbeille géothermique
6 Interconnexion fluidique des boucles 1 entre elles
7,8 Dispositif utilisateur
9 Point ou conduit de soutirage
10,14 Point ou conduit d’injection
11 Dispositif de production de chaleur par réaction thermochimique
12 Boitier de régulation
13 Fluide caloporteur
14 Point (conduit) d’injection de 13 dans 15
Le contrôle 11100 du système de gestion de carburant peut comprendre le contrôle d’écoulement d’huile à travers les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1004, 1006, et/ou à travers un ou plusieurs autres échangeurs de chaleur – par exemple un échangeur de chaleur huile-huile 2030 entre des systèmes d’huile à boucle fermée séparés, dans des architectures de moteur avec plusieurs systèmes d’huile à boucle fermée, ou un échangeur de chaleur air-huile 2020.
Ctot_ref (t0) : la valeur de la capacité de stockage totale de la cellule considérant une décharge complète dans les conditions de référence, au temps initial (t0),
Ctot_ref (tk) : la valeur de la capacité de stockage totale de la cellule considérant une décharge complète dans les conditions de référence, au temps k (tk) ou durant un pas de temps égal à tk,
Cr (tk) : la capacité stockée restante considérant une décharge complète dans les conditions de référence, au temps k (tk) ou durant un pas de temps égal à tk, et
SOH : la valeur de l’état de santé (SOH) déterminé de la cellule.
On peut prévoir en outre une étape de détermination de l’état de charge (SOC) de la cellule, par des étapes consistant à déterminer l’une des valeurs parmi :
o la valeur Qd (tk), la valeur de l’acceptance de charge correspondant à la quantité d'Ampère-heure déchargée de la cellule au temps k (tk), ou durant un pas de temps égal à tk ; et calculer la valeur Cr (tk), la capacité stockée restante considérant une décharge complète dans les conditions de référence, au temps k (tk) telle que Cr (tk) = Cr (tk-1) - Qd (tk) ;
o la valeur Qc (tk), la valeur de l’acceptance de charge correspondant à la quantité d'Ampère-heure chargée au temps k (tk), ou durant un pas de temps égal à tk ; et calculer la valeur Cr (tk) au temps k (tk) telle que Cr (tk) = Cr (tk-1) + Qc (tk).
On peut prévoir en outre une étape d’initialisation, comprenant des étapes consistant à :
- déterminer la valeur d'une constante Ctot_ref (t0), correspondant à la capacité de stockage totale de la cellule à un temps initial (t0), considérant une décharge complète dans les conditions de référence ;
- initialiser la valeur d'une variable Ctot_ref (tk), correspondant à la capacité de stockage totale de la cellule à un temps k ultérieur (tk), considérant une décharge complète dans les conditions de référence, telle que Ctot_ref (tk) = Ctot_ref (t0) ;
- déterminer la valeur de l'état de charge (SOC) de la cellule ;
- initialiser la valeur d'une variable Cr (tk), correspondant à la capacité stockée restante au temps k (tk), en fonction de la valeur de l'état de charge (SOC), telle que :
Cr (tk) = 0, si l'état de charge (SOC) déterminé est égal à 0% ;
Cr (tk) = Ctot_ref (tk), si l'état de charge (SOC) déterminé est égal à 100% ; et
Cr (tk) = X, si l'état de charge (SOC) déterminé est égal à X/ Ctot_ref (tk).
- Initialiser à 0 la valeur d'une variable Qd (tk), correspondant à l'acceptance de charge en décharge de la cellule, et
Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 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 augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 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 à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Selon un cinquième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le procédé comprend le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Les inventeurs étaient conscients que la température de carburant a un effet sur la combustion du carburant au sein de la chambre de combustion. Certains carburants différents des carburéacteurs classiques à base de kérosène, tels que des carburants aéronautiques durables, peuvent être chauffés à des températures plus élevées que des carburants classiques sans augmentation significative de calaminage. Cela peut améliorer le rendement du moteur. La température de carburant doit pour cette raison être prise en compte lors de la libération du carburant dans la chambre de combustion.
Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou de préférence à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 200 °C, 135 °C et 190 °C, 135 °C et 180 °C, 135 °C et 170 °C, 135 °C et 160 °C, ou 135 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 140 °C et 200 °C, 140 °C et 190 °C, 140 °C et 180 °C, 140 °C et 170 °C, 140 °C et 160 °C, ou 140 °C et 150 °C. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 150 °C et 170 °C.
Le procédé peut comprendre le transfert de 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 à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD.
Selon un sixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, le moteur à turbine à gaz comprenant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le moteur à turbine à gaz comprend un dispositif de commande configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 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 augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 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 augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 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 augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou de préférence à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais où il y a un besoin de roulage pour le moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de poussée disponible.
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 types (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 est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur comprise entre 35 kN et 65 kN
En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, d’une descente et d’une approche se réfèrent 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’une ou l’autre ou les deux de descente et d’approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur.
Selon une caractéristique de l’invention, chaque élément de connexion est configuré et articulé de manière à permettre un deuxième déplacement de l’unité lumineuse par rapport à l’élément optique de projection, ledit deuxième déplacement permettant de déplacer le faisceau lumineux selon une deuxième direction orthogonale par rapport à l’axe optique de l’élément optique de projection, et orthogonale à la première direction orthogonale.
La deuxième direction orthogonale par rapport à l’axe optique peut par exemple être une direction verticale, dans le cas où la première direction est une direction transversale ou être une direction transversale, dans le cas où la première direction est une direction verticale, les directions transversale et verticale étant définies lorsque le module lumineux est monté sur le véhicule automobile.
Ainsi, le faisceau lumineux peut être déplacé selon une deuxième direction, grâce au déplacement de l’unité lumineuse par rapport à l’élément optique de projection, l’élément optique de projection restant toujours immobile par rapport au support.
Selon une caractéristique de l’invention, la portion avant de chaque élément de connexion est reliée au support par une articulation supplémentaire permettant la rotation de l’unité lumineuse et des éléments de connexion autour d’un axe de rotation situé en avant des liaisons pivot avant et orienté suivant la première direction orthogonale.
Par exemple, chaque portion avant est articulée au support par une liaison pivot d’axe parallèle à la première direction orthogonale.
Ainsi, le module lumineux comporte les liaisons pivot avant et arrière pour permettre le premier déplacement de l’unité lumineuse, et la liaison pivot formée par les portions avant pour permettre le deuxième déplacement de l’unité lumineuse, ce qui permet de pouvoir régler indépendamment le premier déplacement et le deuxième déplacement. L’utilisation de ces liaisons pivot permet ainsi d’obtenir un module lumineux moins encombrant qu’un module utilisant des liaisons rotules.
Selon une caractéristique de l’invention, le module lumineux comprend une barre transversale s’étendant entre les portions avant de chaque élément de connexion. Cette barre transversale permet de rigidifier les éléments de connexion.
Selon une caractéristique de l’invention, l’élément optique de projection comporte un axe transversal médian agencé à une distance inférieure à 30 mm, de préférence inférieure à 15 mm, et encore plus préférentiellement inférieure à 5 mm de l’axe de rotation. Alternativement, l’axe transversal médian est confondu avec l’axe de rotation. Ainsi, lors du deuxième déplacement de l’unité lumineuse, la distance entre ladite au moins une source de lumière et l’axe transversal médian de l’élément optique de projection évolue peu, voire reste constant, ce qui limite la déformation du faisceau lumineux formé.
Selon une caractéristique de l’invention, le premier déplacement de l’unité lumineuse est destiné à être activé par un actionneur primaire, ladite unité lumineuse étant configurée pour être reliée à l’actionneur primaire par une liaison linéaire annulaire d’axe perpendiculaire à la première direction orthogonale et à l’axe optique. Ainsi, même lorsque l’unité lumineuse est déplacée suivant le deuxième déplacement, l’actionneur primaire peut toujours permettre de venir déplacer l’unité lumineuse selon le premier déplacement.
Alternativement, le premier déplacement de l’unité lumineuse est destiné à être activé par un actionneur primaire, ladite unité lumineuse étant configurée pour être reliée à l’actionneur primaire par une liaison linéaire annulaire d’axe l’axe optique.
Selon une caractéristique de l’invention, le deuxième déplacement de l’unité lumineuse est destiné à être activé par un actionneur secondaire, ladite unité lumineuse étant configurée pour être reliée à l’actionneur secondaire par une liaison linéaire annulaire d’axe parallèle à la première direction orthogonale. Ainsi, même lorsque l’unité lumineuse est déplacée suivant le premier déplacement, l’actionneur secondaire peut toujours permettre de venir déplacer l’unité lumineuse selon le deuxième déplacement.
Selon une caractéristique de l’invention, chaque collecteur comporte une surface réfléchissante. Le cas échéant, l’élément optique de projection peut être configuré pour faire l’image de la surface réfléchissante de chaque collecteur.
Par exemple, l’élément optique de projection comporte un ou plusieurs foyers objets, le bord arrière de chaque collecteur de l’unité lumineuse étant disposé à proximité du foyer objet ou d’un des foyers objets de l’élément optique de projection.
Selon une caractéristique de l’invention, l’élément optique de projection est une lentille de projection. L’élément optique de projection comporte alors un unique foyer objet, qui peut prendre la forme d’une ligne de foyer objet. Dans ce cas, l’axe optique de l’élément optique de projection correspond à l’axe optique de la lentille de projection. Alternativement, l’élément optique de projection est formé par une juxtaposition de lentilles de projection. Chaque lentille de projection formant l’élément optique de projection comporte alors un foyer objet. Dans ce cas, l’axe optique de l’élément optique de projection peut alors être considéré comme un axe optique moyen de l’élément optique de projection.
Alternativement, l’élément optique de projection peut être formé par un ou plusieurs miroirs ou toute autre combinaison de lentille(s) et miroir(s).
Selon une caractéristique de l’invention, l’unité lumineuse comporte au moins deux sources lumineuses, au moins deux collecteurs, au moins une source lumineuse étant associée à chaque collecteur, et au moins un élément de connexion additionnel disposé entre les deux collecteurs et entre lesdits deux éléments de connexion, appelés éléments de connexion latéraux, selon la première direction orthogonale, l’élément de connexion additionnel s’étendant longitudinalement entre l’unité lumineuse et l’élément optique de projection, et étant configuré et articulé de manière à permettre le premier déplacement de l’unité lumineuse par rapport à l’élément optique de projection ou le premier et le deuxième déplacement de l’unité lumineuse par rapport à l’élément optique de projection.
est une vue partiellement écorchée d'une boîte d’engrenages pour un moteur à turbine à gaz ;
montre un exemple d’aéronef comprenant deux moteurs à turbine à gaz ;
est une représentation schématique d’un exemple alternatif de système de carburant ;
Par exemple, l’au moins une charnière peut être fléchie, ou être courbée, ou être pliée.
Dans un mode de réalisation, l’au moins une charnière a une épaisseur amincie par rapport à une épaisseur des au moins un premier volet et un deuxième volet.
Une épaisseur amincie au niveau de l’au moins une charnière par rapport à une épaisseur des volets permet de localiser une zone de pliure sans nécessiter d’élément tiers pour former l’au moins une charnière.
Le support peut par exemple être formé à partir d’une seule plaque.
Par exemple, l’épaisseur amincie de l’au moins une charnière est réalisée par un retrait de matière, par exemple par un usinage, par exemple un fraisage.
Par exemple, l’épaisseur amincie de l’au moins une charnière est réalisée par un laminage.
Dans un mode de réalisation, l’au moins une charnière, le premier volet et le deuxième volet sont formés ensemble d’une seule pièce.