INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un dispositif de lubrification selon un premier mode de réalisation,
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un dispositif de lubrification selon un deuxième mode de réalisation,
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un dispositif de lubrification selon un troisième mode de réalisation,
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un frein selon un premier mode de réalisation,
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un frein selon un deuxième mode de réalisation,
- la représente de manière schématique un frein selon un mode de réalisation et certaines parties d’un dispositif de lubrification selon un mode de réalisation,
- la est un diagramme représentant des zones de fonctionnement de pompes en fonction d’une vitesse de rotation d’un arbre d’entraînement,
- la représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction, un frein, et un système de commande selon un mode de réalisation,
Dans des mises en œuvre telles que celles mentionnées ci-dessus par rapport aux cinquième et sixième aspects, un ou plusieurs des engrenages du réducteur peuvent être montés sur des paliers lisses 44 (comme illustré sur la ). En particulier, chaque engrenage satellite 32 peut être monté rotatif sur un palier lisse 44 pour une rotation autour d’un axe. Ces paliers lisses peuvent être décrits en tant que paliers lisses du réducteur 30, et comme étant associés aux engrenages respectifs.
Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (i.e. non comportant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l’arbre d’interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (i.e. n’incluant pas l’arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression.
La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est représentée à titre d'exemple plus en détail dans la . Chacun parmi l'engrenage solaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour des raisons de clarté, seules des parties exemplaires des dents sont illustrées dans la . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32.
Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3A est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie 42 par l’intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner.
On aura à l’esprit que l’agencement montré sur les Figures 2 et 3A est à titre d’exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le domaine d’application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l’exemple de la ) entre le réducteur 30 et d’autres parties du moteur 10 (telles que l’arbre d’entrée 26, l’arbre de sortie - par exemple l’arbre de soufflante 42 - et la structure fixe 24) peuvent avoir n’importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la .
À titre d’exemple supplémentaire, d’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent ne pas avoir de réducteur pour le ou les arbres principaux, étant plutôt des moteurs à entraînement direct. Une vue en coupe d’un tel moteur est montrée sur la .
En référence à la , un moteur à turbine à gaz est généralement indiqué en 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série d’écoulement axial, une admission d’air 12, une soufflante de propulsion 23, un compresseur à pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 19a, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l’admission 12 et la tuyère d’échappement 20.
En cours d’utilisation, l’air entrant dans l’admission 12 est accéléré par la soufflante 23 pour produire deux flux d’air : un flux d’air de cœur A et un flux d’air de contournement B. Le flux d’air de cœur A s’écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et le flux d’air de contournement B passe à travers un conduit de contournement 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime le flux d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où une autre compression a lieu.
L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié.
D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d’exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. En outre, le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique depuis une turbine à un compresseur et/ou une soufflante.
Plusieurs échangeurs de chaleur peuvent être prévus pour refroidir l’huile avant qu’elle ne rentre dans le réducteur (et/ou d’autres composants de moteur à lubrifier et/ou refroidir), les multiples échangeurs de chaleur comportant un échangeur de chaleur carburant-huile et au moins l’un parmi :
(i) un échangeur de chaleur air-huile ; et
(ii) un échangeur de chaleur huile-huile, ayant un écoulement d’huile provenant d’une source différente s’écoulant à travers celui-ci (par exemple, pour un transfert de chaleur entre des premier et second systèmes à boucle fermée).
Dans de telles mises en œuvre, les multiples échangeurs de chaleur peuvent être agencés dans une configuration parallèle et le procédé peut comprendre l’envoi d’une proportion de l’huile à travers chaque branche de la configuration parallèle, et l’ajustement de cette proportion pour faire varier la quantité d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile et la quantité d’huile s’écoulant à travers un échangeur de chaleur sur l’autre branche. La configuration parallèle peut comprendre une première branche avec l’échangeur de chaleur carburant-huile, et une seconde branche avec un échangeur de chaleur air-huile et/ou un échangeur de chaleur huile-huile.
Le procédé peut comprendre le transfert dʼau moins 40 % de la chaleur perdue à partir de lʼhuile de lʼhuile au carburant, avec le reste de la chaleur transférée de lʼhuile à lʼair ou à lʼautre huile. Le procédé peut comprendre le transfert d’au moins 50 %, 60 % ou 70 % de la chaleur perdue à partir de l’huile de l’huile au carburant, avec le reste de la chaleur transférée de l’huile à l’air ou à l’autre huile.
Un système d’huile à boucle fermée peut être divisé, ou ramifié, de telle sorte que l’huile est envoyée vers le bas de deux branches différentes (ou plus) qui se rejoignent ensuite, fournissant ainsi un écoulement d’huile parallèle autour d’une section de la boucle. Les multiples échangeurs de chaleur peuvent donc être agencés dans une configuration parallèle et le procédé peut comprendre l’envoi d’une proportion de lʼhuile à travers chaque branche de la configuration parallèle, et l’ajustement de cette proportion pour faire varier la quantité d’huile qui sʼécoule à travers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile et la quantité d’huile qui sʼécoule à travers au moins un échangeur de chaleur sur lʼautre branche.
La configuration parallèle peut comprendre une première branche avec l’échangeur de chaleur carburant-huile, et une seconde branche avec un ou plusieurs d’échangeur de chaleur air-huile et d’un échangeur de chaleur huile-huile.
Le premier système à boucle fermée et le second système à boucle fermée peuvent être conçus pour interagir par l’intermédiaire d’au moins un échangeur de chaleur huile-huile de telle sorte que de la chaleur peut être transférée d’un écoulement d’huile à l’autre.
Selon un sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant :
un réducteur 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 ;
un système dʼéchange de chaleur agencé pour transférer la chaleur entre lʼhuile et le carburant,
dans lequel le système de lubrification à remise en circulation est agencé pour fournir une huile plus froide aux paliers lisses qu’aux engrenages dans des conditions de croisière ; et
La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une seconde variante ;
La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation ;
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 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 7 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 haute pression 8 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 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine haute pression 8 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 7 et la turbine haute pression 8 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.
est une vue partiellement coupée d'une boîte d'engrenages pour un moteur à turbine à gaz ;
est une vue latérale en coupe d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct, le moteur à entraînement direct n’ayant pas de réducteur comme illustré sur la ;
montre un exemple d’aéronef comprenant deux moteurs à turbine à gaz, qui peuvent être à engrenages ou à entraînement direct ;
est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant ;
est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant alternatif, comportant une boucle de remise en circulation de carburant ;
est une représentation schématique d’un autre exemple de système de carburant alternatif similaire à celui montré sur la , mais dans lequel du carburant passant à travers l’échangeur de chaleur secondaire n’est pas envoyé à la chambre de combustion ;
est une représentation schématique d’un autre exemple de système de carburant alternatif similaire à celui montré sur la mais dans lequel du carburant passant à travers l’échangeur de chaleur secondaire est renvoyé vers la chambre de combustion facultativement après avoir été utilisé dans un ou plusieurs systèmes auxiliaires ;
Dans certains exemples, la température de carburant peut être élevée à une moyenne comprise 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.
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. L’utilisation de températures moyennes permet d’éviter que la mesure de température ne soit biaisée de manière indue par des pics transitoires quelconques 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 bref pic transitoire à une température supérieure à 135 °C n’est pas suffisant.
Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur au carburant avant que le carburant n’entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à un maximum de 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 ou moins à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Une partie ou la totalité de la chaleur transférée au carburant de manière à abaisser sa viscosité peut provenir de l’huile dans le système d’échange de chaleur.
Une partie ou la totalité de la chaleur transférée au carburant de manière à abaisser sa viscosité à l’entrée de la chambre de combustion peut être transférée au carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire.
Le système d’alimentation en carburant peut comprendre une conduite de remise en circulation agencée pour permettre au carburant sortant de l’échangeur de chaleur primaire de revenir à un point du trajet d’écoulement de carburant avant l’échangeur de chaleur primaire. Le procédé peut comprendre l’ajustement d’une proportion de carburant remise en circulation par l’intermédiaire du tuyau de remise en circulation en fonction du changement de viscosité du carburant nécessaire avant qu’il n’atteigne la chambre de combustion.
Le carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut ne pas être fourni à la chambre de combustion, mais peut plutôt être utilisé pour des systèmes hydrauliques à carburant (ou un ou plusieurs autres systèmes moteurs) et ensuite retourné à un réservoir de carburant d’aéronef. La chaleur transférée au carburant par l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire seul peut chauffer le carburant de manière à réduire la viscosité de carburant à une valeur égale ou inférieure à 0,58 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
une chambre de combustion agencée pour brûler au moins une proportion du carburant ; et
une pluralité de échangeurs de chaleur comprenant :
un échangeur de chaleur carburant-huile primaire agencé pour avoir jusqu’à 100 % du carburant fourni par le système d’alimentation en carburant s’écoulant à travers celui-ci ; et
dans lequel la pluralité d’échangeurs de chaleur est agencée pour chauffer le carburant de façon à ajuster la viscosité de carburant à un maximum de 0,58 mm 2 /s à l’entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière.
dans lequel le système dʼéchange de chaleur est agencé pour chauffer le carburant de manière à élever la température de carburant à au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur d’accessoires et un arbre de pompe, dans lequel le réducteur d’accessoires reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la pompe à carburant par l’intermédiaire de l’arbre de pompe. La vitesse de pompe peut donc être liée à la vitesse de rotation de l’arbre de cœur, et peut présenter, au moyen du réducteur, une relation de vitesse fixe entre l’arbre de cœur (ou dans certaines architectures de moteur, un autre arbre intermédiaire) et la pompe à carburant. Dans certaines mises en œuvre, le réducteur d’accessoires peut plutôt être agencé pour fournir un nombre fixe de vitesses différentes pour une vitesse d’arbre de cœur donnée. La remise en circulation de carburant peut permettre une plus grande variété de débits de carburant dans la chambre de combustion pour le nombre donné de vitesses de pompe disponibles à une certaine vitesse d’arbre. La remise en circulation de carburant peut permettre de multiples débits de carburant différents dans la chambre de combustion à une vitesse d’arbre de cœur donnée dans des mises en œuvre dans lesquelles il y a une seule relation de vitesse fixe entre l’arbre de cœur et la pompe à carburant.
un réducteur 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 ;
un système dʼéchange de chaleur comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur agencés pour transférer de la chaleur au carburant, le ou les échangeurs de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; et
dans lequel le procédé comprend 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) à 25 °C.
L'utilisation d'un carburant ayant le pouvoir lubrifiant souhaité peut comprendre la sélection d'un carburant approprié. La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un seul carburant. La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un mélange de carburants. Le carburant choisi peut être le seul carburant à bord de l’aéronef. En tant que telle, la sélection du carburant peut être réalisée pendant le ravitaillement de l’aéronef. Alternativement, le carburant choisi peut être l’un parmi plusieurs carburants à bord de l’aéronef, ou un mélange de multiples carburants à bord de l’aéronef ; la sélection peut donc être effectuée en vol.
Afin d'obtenir un pouvoir lubrifiant souhaité à l'entrée de la pompe ou de la chambre de combustion aux conditions de croisière, le carburant peut également être chauffé à l'aide du système d'échange de chaleur. Le procédé de fonctionnement du moteur peut donc comprendre une combinaison d’une sélection d'un carburant approprié et d'un chauffage approprié du carburant pendant l'utilisation, de façon à obtenir un pouvoir lubrifiant souhaité aux conditions de croisière, en particulier à l'entrée de la pompe et à l'entrée de la chambre de combustion. Le contrôle du système d'échange de chaleur peut être ajusté en fonction du carburant. L’ajustement peut être tel que décrit par rapport aux premier et deuxième aspects.
Le carburant sortant de la pompe à carburant peut être alimenté directement vers la chambre de combustion – la température de carburant à l’entrée de la pompe à carburant peut donc être au moins sensiblement égale à la température de carburant à l'entrée de la chambre de combustion, et le pouvoir lubrifiant de carburant au niveau de ces deux positions peut également être au moins sensiblement égal.
Le pouvoir lubrifiant est mesuré par une ou plusieurs d'une série d'expériences contrôlées. Un tel essai consiste à placer une bille en acier durcie contre un autre objet en acier durci (par ex. un disque ou un cylindre, en fonction du type d’essai sélectionné) avec une charge appliquée, pour créer une force entre les deux. L'échantillon de carburant mis à l’essai est versé dans une coupelle qui contient ces échantillons d'acier, et un moteur est mis en marche pour forcer la bille à frotter en va-et-vient contre le disque ou cylindre en acier à une vitesse fixe pendant une période de temps définie. La bille est alors retirée et la largeur et la longueur de la « cicatrice d'usure » (par ex. la marque sur la bille provoquée par l'usure contre le disque d'acier) est mesurée. La moyenne de ces deux dimensions est appelée diamètre de cicatrice d'usure, ou WSD. Plus la cicatrice est petite, moins l'usure s'est produite et donc plus le pouvoir lubrifiant du carburant à l’essai est élevé.
L’invention concerne aussi, selon un troisième aspect, un dispositif d’acquisition d’image configuré pour acquérir au moins une image selon un axe de visée.
Par exemple, le dispositif d’acquisition d’image comporte un ensemble tel que décrit précédemment.
Par exemple, le dispositif d’acquisition d’image comporte au moins une première unité d’acquisition d’image et une deuxième unité d’acquisition d’image, la première unité d’acquisition d’image comportant un premier objectif et le premier capteur, qui définissent ensemble un premier axe optique, et la deuxième unité d’acquisition d’image comportant un deuxième objectif et le deuxième capteur, qui définissent ensemble un deuxième axe optique, les premier et deuxième axes optiques, respectivement des première et deuxième unités d’acquisition d’image, divergeant l’un par rapport à l’autre.
la représente une vue de dessus en perspective d’un support électronique selon un exemple de réalisation de l’invention ;
la représente une vue de dessous en perspective du support électronique selon l’exemple de réalisation de la ;
la représente une vue de profil du support électronique selon l’exemple de réalisation de la ;