INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Suivant un mode de réalisation, l’organe récepteur tournant est un différentiel de sortie entraînant deux arbres de sortie coaxiaux avec un axe principal des deux trains épicycloïdaux, l’un des deux arbres de sortie traversant les trains épicycloïdaux du mécanisme de transmission. Cette disposition nécessite des pièces complexes, notamment une machine électrique et un axe de rotation principal des trains épicycloïdaux creux en leurs centres. Elle permet une compacité accrue du mécanisme de transmission. Alternativement, l’organe récepteur tournant est un arbre d’entraînement d’une roue, le cas échéant par l’intermédiaire d’un joint homocinétique, ou une couronne dentée, ou un arbre cannelé pour un actionneur d’embrayage, ou un arbre pourvu d’une interface pour prise de force.
Suivant un autre aspect de l’invention, elle a trait à un ensemble d’entraînement comportant une machine électrique tournante, et un mécanisme de transmission, la machine électrique tournante étant coaxiale à l’arbre moteur. L’ensemble d’entraînement peut être un ensemble d’entraînement pour entraîner une prise de force ou une charge, ou un ensemble de propulsion pour un véhicule automobile. En particulier, la machine électrique tournante est positionnée axialement d’un côté de l’organe d’entrée du train épicycloïdal auxiliaire opposé à l’organe récepteur.
description DÉTAILLÉE de modes de réalisation Sur la est illustré un train moteur 10 d’un véhicule destiné plus particulièrement, bien que de manière non exclusive, à un engin de déplacement personnel motorisé, possédant un volume d’encombrement réduit au sein du train moteur, celui-ci comportant un organe récepteur 12 entraîné par un ensemble d’entraînement 14 , dans le cas présent un ensemble de propulsion, et entraînant au moins une roue de sortie 16 .
Cet ensemble de propulsion 14 comporte une machine électrique tournante 18 et un mécanisme de transmission 20 liant cinématiquement la machine électrique tournante 18 à l’organe récepteur 12 du véhicule.
Le mécanisme de transmission 20 a une fonction de réducteur de vitesse. Par ailleurs, pour conférer au véhicule de bonnes performances en vitesse et en couple en limitant les pertes, tout en permettant à la machine électrique tournante 18 de fonctionner dans une plage de fonctionnement en vitesse et couple qui soit favorable, le mécanisme de transmission 20 a vocation à permettre d’établir un rapport de vitesses entre la machine électrique 18 et l’organe récepteur 12 du véhicule.
A cet effet, le mécanisme de transmission 20 comporte un arbre moteur 22 entraîné directement par la machine électrique tournante 18 , un train épicycloïdal auxiliaire 24 lié à l'arbre moteur 22 par une liaison directe 25 , un train épicycloïdal principal 26 lié au train épicycloïdal auxiliaire 24 par au moins deux liaisons entre des organes du train épicycloïdal auxiliaire 24 et des organes d’entrée du train épicycloïdal principal 26 , un organe de sortie 46 entraîné par le train épicycloïdal principal 26 et un organe récepteur 12 constitué d’un arbre de sortie 28 et d’une roue 16 .
L’arbre moteur 22 est coaxial avec le rotor 30 de la machine électrique 18 , avec les deux trains épicycloïdaux 24 et 26 , et avec l’organe récepteur 12 du mécanisme de transmission 20 , selon un axe de référence du mécanisme. La liaison entre la machine électrique 18 et le train épicycloïdal auxiliaire 24 est directe.
Le carburant s’écoule alors à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007. Le second système d’huile à boucle fermée 2000’ est conçu de telle sorte que l’écoulement de remise en circulation de l’huile s’écoule également à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007.
Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007 est supérieure à la température moyenne de l’écoulement de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007. L’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007 est conçu de telle sorte que la chaleur est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007. De la même manière, la température moyenne de l’écoulement de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007 est supérieure à la température moyenne de l’écoulement de carburant à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007.
Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005 peut être inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007. De cette manière, le carburant passe à travers l’échangeur de chaleur ayant une température moyenne d’écoulement d’huile inférieure d’abord, avant de passer à travers l’échangeur de chaleur ayant une température moyenne d’écoulement d’huile supérieure.
Après l’écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1007, le carburant s’écoule vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10, pompé par la pompe à carburant moteur 1003.
Dans certains exemples, la chaleur transférée de l’huile au carburant avant qu’elle atteigne la chambre de combustion 16 peut élever la température de carburant à une moyenne d’au moins 135 °C, 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C à l’entrée dans la chambre de combustion 16 dans des conditions de croisière.
Dans certains exemples, la chaleur transférée de l’huile au carburant peut élever la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 à 150 °C, 135 à 160 °C, 135 à 170 °C, 135 à 180 °C, 135 à 190 °C, ou 135 à 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière.
Éventuellement, une ou plusieurs sources de chaleur supplémentaires peuvent être utilisées pour réchauffer le carburant pour atteindre la température souhaitée, en plus du transfert de chaleur huile-carburant.
Dans certains exemples, la chaleur transférée au carburant provenant de l’huile avant que le carburant atteigne la chambre de combustion 16 peut être 200 à 600 kJ/m 3 aux conditions de croisière.
La montre schématiquement un exemple de configuration du premier système d’huile à boucle fermée 2000 et du second système d’huile à boucle fermée 2000’ où les deux écoulements de remise en circulation indépendants d’huile sont amenés en relation d’échange thermique à travers un échangeur de chaleur huile-huile 2030.
Dans l’exemple illustré sur la , le premier système d’huile à boucle fermée 2000 est conçu de telle sorte que l’écoulement de remise en circulation d’huile est pompé par la pompe d’alimentation 2004 à travers une soupape 2016. La soupape 2016 est exploitable pour diviser l’écoulement d’huile entre l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030, l’échangeur de chaleur huile-huile étant agencé en parallèle de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005.
Dans divers exemples, toute partie appropriée de l’écoulement d’huile peut être déviée entre l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans de tels exemples, la soupape 2016 peut être exploitable pour dévier une partie fixe de l’écoulement dʼhuile vers chacun de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005 et lʼéchangeur de chaleur huile-huile 2030. Alternativement, la soupape 2016 peut être exploitable pour dévier une partie variable de l’écoulement dʼhuile vers chacun de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005 et lʼéchangeur de chaleur huile-huile 2030.
Dans des mises en œuvre alternatives, lʼéchangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1005 et lʼéchangeur de chaleur huile-huile 2030 peuvent être en série, et le premier système dʼhuile à boucle fermée 2000 peut ne pas se ramifier.
Après l’écoulement dans les échangeurs de chaleur, l’écoulement d’huile est ensuite acheminé vers le générateur d’entraînement intégré 2006 puis vers le carter 2008. La pompe de récupération 2010 pompe alors l’huile du carter 2008 au réservoir d’huile 2002, pour réutilisation.
Le rayon externe R e du rotor de soufflante (9) peut alors être compris entre 40 pouces (101,6 cm) et 92,5 pouces (233,7 cm) inclus, par exemple entre 42,5 pouces (106,7 cm) et 60 pouces (152,4 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 45 pouces (114,3 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le rayon externe R e est par exemple supérieur ou égal à 50 pouces (127 cm), par exemple entre 60 pouces (152,4 cm) et 78 pouces (198,1 cm).
Un tel rayon externe R e , combiné à un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32 permet ainsi de minimiser la trainée, sans pour autant pénaliser le chargement mécanique, le chargement aérodynamique du rotor de soufflante ni le rapport de pression de la soufflante.
Un système propulsif 1 présentant des paramètres de chargement mécanique k meca et aérodynamique k aero tels que décrit ci-avant peut alors présenter un taux de dilution élevé, y compris lorsque la classe de poussée du système propulsif est moyenne. Typiquement, le système propulsif 1 peut être configuré pour fournir une poussée est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 lbf (88964 N) et 35 000 lbf (15 5688 N) et présenter un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus dans le cas d’un rotor de soufflante caréné, et supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus dans le cas d’un rotor de soufflante non caréné. Le système propulsif 1 peut alors présenter un taux de dilution élevé tout en pouvant être intégré sous l’aile d’un aéronef 100.
La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s dans le cas de rotor(s) de soufflante 9 non caréné(s) et entre 260 m/s et 400 m/s dans le cas de rotor(s) de soufflante 9 caréné(s).
Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0. De tels taux de réduction permettent alors d’obtenir une section de soufflante 2 dans laquelle le rotor de soufflante 9 tourne à une vitesse de rotation ω telle que le paramètre de charge aérodynamique est supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et que le paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr².m².min -2 et inférieur ou égal à 32.5 x 10 6 tr².m².min -2 .
Un système propulsif 1 à double corps présentant un paramètre de charge aérodynamique k aero supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égale à 0,2 et un paramètre de charge mécanique k meca supérieur ou égale à 10 x 10 6 tr².m².min -2 et inférieure ou égale à 32.5 x 10 6 tr².m².min -2 peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages.
Amélioration du rendement du corps haute pression d’un système propulsif aéronautique La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.
EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif, en particulier son rendement, sans pour autant pénaliser son encombrement ni sa dynamique d’ensemble.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, un système propulsif aéronautique comprenant : - un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ; - un premier corps comprenant une première turbine configurée pour entrainer le rotor de soufflante par l’intermédiaire d’un premier arbre ; - un deuxième corps comprenant une deuxième turbine et un deuxième compresseur, la deuxième turbine étant configurée pour entrainer un deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre ; - un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel le deuxième corps respecte la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur en millimètres ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la deuxième turbine, en millimètres ; n 5 est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés et F = 1,08.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le deuxième corps respecte en outre la formule suivante : où G = 1,28 ; - le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et B = 8 977 (tr/min)²*mm² ; - la deuxième turbine est biétage et le deuxième compresseur est axial ; - le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ; - le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 2 032 mm et 4 699 mm inclus, par exemple entre 2 159 mm et 3 048 mm inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm ; - la section de soufflante est carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus ; - la section de soufflante est non carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ; - un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur est compris entre 0,41 et 0,60 ; - la vitesse de rotation du deuxième arbre est supérieure ou égale à 15 000 tours par minute et inférieure ou égale à 27 000 tours par minutes ; - un taux de compression global du système propulsif, correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur et une pression en entrée du rotor de soufflante, est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70 ; - la première turbine comprend au moins trois et au plus cinq étages ; - la première turbine entraine en outre un premier compresseur par l’intermédiaire du premier arbre, le premier compresseur comprenant au moins deux et au plus quatre étages ; et/ou - la section de soufflante présente en outre un taux de pression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1,45, par exemple inférieur ou égal à 1,30.
Selon un deuxième aspect, l’invention propose un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un troisième aspect l’invention propose un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une première turbine d’un premier corps et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et un deuxième corps comprenant une deuxième turbine et un deuxième compresseur configurés pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, dans lequel le deuxième corps est dimensionné de sorte à respecter la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur en millimètres (mm) ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la deuxième turbine, en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F = 1,08 (sans dimension).
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le troisième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le deuxième corps est en outre dimensionné de sorte à respecter la formule suivante : où G = 1,28 (sans dimension) ; - le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et A = 1 (tr/min)².mm/°C et C = 7 668 (tr/min)²*mm² ; - le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante : où : D 9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; T e est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S 7 est une surface moyenne de la deuxième turbine exprimée en millimètres carrés (mm²) ; et B = 8 977 (tr/min)²*mm².
Avantageusement : Ladite réception desdites premières données, ladite réception desdites deuxièmes données, ladite réception desdites troisièmes données, ladite réception desdites quatrième données et ladite réception desdites cinquièmes données sont répétées plusieurs fois à des instants différents au cours d’un même trajet dudit véhicule ; Ladite détermination de circulation en ligne droite, ladite détermination dudit effort latéral supérieur audit premier seuil prédéterminé, ladite détermination d’uniformité, ladite détermination dudit dévers inférieur audit deuxième seuil prédéterminé, et ladite détermination dudit niveau de fermeté inférieur audit troisième seuil prédéterminé sont fondées sur lesdites réceptions répétées.
Ainsi, la détection est fiabilisée par une redondance dans plusieurs situations de roulage.
Avantageusement, une vitesse dudit véhicule, dite vitesse du véhicule, est réceptionnée, et dans lequel ladite durée prédéterminée est fonction de ladite vitesse du véhicule.
Ainsi, la détection est fiabilisée par des situations de roulage maitrisées et plus pertinentes pour détecter un défaut de parallélisme.
illustre schématiquement un procédé de détection d’un défaut de parallélisme d’un train d’un véhicule, selon un exemple particulier de réalisation de la présente invention.
Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est de 0,4:1, 0,42:1, 0,44:1, 0,46:1, 0,48:1, 0,5:1, 0,52:1, 0,54:1, 0,56:1, 0,58:1, 0,6:1, 0,62:1, 0,64:1, 0,66:1, 0,68:1, 0,7:1, 0,72:1, 0,74:1, 0,76:1, 0,78:1, 0,8:1, 0,82:1, 0,84:1, 0,86:1, 0,88:1, 0,9:1, 0,92:1, 0,94:1, 0,96:1, 0,98:1, 1:1, 1,02:1, 1,04:1, 1,06:1, 1,08:1, ou 1,1:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.
Dans un quelconque aspect de la présente divulgation, le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un % de SAF dans la plage de 10 à 50 %, 50 à 100 % ou peut comprendre 100 % de SAF.
Comme indiqué ailleurs ici, la présente divulgation peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente de moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un turbopropulseur ou un turboréacteur. Un quelconque moteur de ce type peut être ou non pourvu d’une réchauffe. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de production d’énergie terrestre ou marine.
Un moteur à turbine à gaz conformément à un quelconque aspect de la présente divulgation peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, un dispositif combustor, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. Alternativement, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple où le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être désignée comme hélice).