INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
La illustre un exemple de procédé 13000 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 13000 comprend les étapes consistant à :
On aura à l’esprit que dans des mises en œuvre telles que celle illustrée sur la Figure 6B, dans laquelle du carburant s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006 est utilisé en tant que fluide de travail dans des systèmes auxiliaires et ensuite retourné à un réservoir 50, 53 au lieu de passer à la chambre de combustion 16, la ligne d’écoulement de carburant vers la chambre de combustion 16 peut être remplacée par une ligne d’écoulement de carburant renvoyée vers le réservoir 50.
Les inventeurs sont conscients qu’un carburant à pouvoir calorifique plus élevé peut être utilisé efficacement dans un moteur 10 tel que décrit ici, en ajustant le fonctionnement du système d’alimentation en carburant et/ou du système d’échange de chaleur selon le cas. Le pouvoir calorifique supérieur d’un carburant réduit le taux de combustion de carburant requis pour une vitesse d’aéronef donnée aux conditions de croisière, de sorte que le carburant peut être gaspillé si le fonctionnement du moteur n’est pas ajusté.
La illustre un exemple de procédé 10000 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 10000 comprend les étapes consistant à :
Étape 10100 : Obtenir un carburant, dans lequel le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 est dʼau moins 43,5 MJ/kg, et éventuellement entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg.
L’obtention du carburant peut comprendre la sélection d’un seul carburant. L’obtention du carburant peut alternativement comprendre la sélection d’un mélange de carburant. 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, avant le décollage. Alternativement, le carburant choisi peut être l’un de plusieurs carburants à bord de l’aéronef, ou un mélange de multiples carburants à bord de l’aéronef. Ainsi, la sélection du carburant peut être effectuée pendant le vol. Le processus de sélection peut être automatisé. Par exemple, un dispositif de commande embarqué peut être conçu pour sélectionner et/ou mélanger du ou des carburant stockés dans un ou plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 pour fournir un carburant au pouvoir calorifique souhaité. Le dispositif de commande peut stocker les pouvoirs calorifiques de carburant et les emplacements de réservoir pour les carburants à bord et calculer le rapport de mélange de carburant (qui peut ne pas comporter de mélange de carburants) pour fournir un carburant au pouvoir calorifique souhaité.
Étape 10200 : Acheminer jusqu’à 100 % du carburant sélectionné (qui peut être un mélange de carburant) provenant du ou des réservoirs de carburant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire, puis acheminer une proportion du carburant de l’échangeur de chaleur primaire à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire.
La proportion du carburant de l’échangeur de chaleur primaire 1004 envoyé à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006 peut être ajustée en fonction du pouvoir calorifique du carburant – notamment une proportion plus élevée de carburant peut être envoyée à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006 lorsque le pouvoir calorifique du carburant est supérieur.
En outre, le procédé 10000 peut comprendre la déviation d’une partie du carburant sortant de l’échangeur de chaleur primaire 1004 en retour vers une entrée de l’échangeur de chaleur primaire 1004, par exemple en utilisant une soupape de remise en circulation 6010 et une conduite 6011 comme décrit précédemment. Une proportion plus élevée de carburant peut être renvoyée à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1004 lorsque le pouvoir calorifique du carburant est plus élevé. La proportion de carburant déviée peut donc être ajustée en fonction du pouvoir calorifique du carburant, et éventuellement d’un ou plusieurs autres paramètres tels que le débit total de carburant sortant de la pompe 1003 et la puissance moteur ou la vitesse d’arbre du moteur requise.
Les ajustements peuvent être effectués automatiquement par le système de gestion de carburant 1500, 6500.
La relation entre le pouvoir calorifique du carburant et la proportion déviée vers un échangeur de chaleur secondaire 1006 ou remise en circulation à travers l’échangeur de chaleur primaire 1004 peut être proportionnelle.
Le carburant dévié peut être prélevé depuis une sortie de la pompe 1003 en retour vers l’entrée de l’échangeur de chaleur primaire 1004, qui est situé avant la pompe 1003 le long du trajet de l’écoulement de carburant. Le carburant dévié peut donc s’écouler à la fois à travers l’échangeur de chaleur primaire 1004 et la pompe 1003 au moins deux fois sans être retourné à un réservoir de carburant 50, 53 entre eux.
Étape 10300 : Fournir au moins une partie du carburant à la chambre de combustion 16 pour être brûlée.
Le carburant envoyé à l’échangeur de chaleur secondaire 1006 peut être renvoyé à un réservoir de carburant 50, 53 plutôt qu’être fourni à la chambre de combustion 16.
Les systèmes de gestion de carburant 1500, 6500 tels que décrits ici peuvent donc permettre à un débit de carburant et/ou à une température de carburant lorsqu’il atteint la chambre de combustion 16 d’être ajustés comme approprié pour des propriétés de carburant spécifiques, améliorant les performances du moteur.
Les inventeurs étaient également conscients que l’utilisation de combustibles différents peut permettre un transfert de chaleur sécurisé plus important de l’huile vers le carburant par unité de volume du carburant à travers le système d’échange de chaleur, et que l’adaptation de la commande du moteur 10 pour utiliser cela peut améliorer l’efficacité et/ou la longévité du moteur 10. Par exemple, une régulation judicieuse de températures de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 peut permettre un refroidissement d’huile amélioré et/ou un rendement amélioré de combustion de carburant, comme abordé précédemment.
La deuxième cadence est ici un sous-multiple de la première cadence.
On notera que la période donnée utilisée pour les données de correction est glissante de t k-1 à t k , puis de t k à t k+1 , puis de t k+1 à t k+2 et ainsi de suite afin de limiter le volume de données à transmettre. Il est donc indispensable que l’unité électronique de calcul de navigation 200 dispose de tous les signaux de correction.
Il importe également que le contenu des signaux de localisation à t k et le contenu des signaux de correction soient homogènes temporellement de telle manière que les données contenues dans chaque signal de correction correspondent bien aux données contenues dans les signaux de localisation correspondant à la période donnée. Il y a donc une synchronisation entre l’élaboration de chaque signal de correction et l’élaboration des signaux de localisation pendant la période donnée.
Le deuxième programme exécuté par l’unité électronique de calcul de navigation 200 est agencé pour extraire des signaux de correction les premières données de correction et les deuxièmes données de correction.
En référence à la , le deuxième programme calcule, au moyen d’un algorithme de navigation alimenté par les signaux de localisation à t k et notamment par le lot de données de localisation de t k-1 à t k : la rotation du repère de mesure [m] par rapport au repère inertiel [i] soit ; la rotation du repère de mesure [m] par rapport au repère de navigation [p] soit ; la vitesse de rotation du repère de navigation [p] par rapport au repère terrestre [t] soit ; la vitesse de rotation du repère terrestre [t] par rapport au repère inertiel [i] soit .
Avec ces rotations et vitesses de rotation, ainsi que la pesanteur apparente et la matrice de courbure locale MC, le deuxième programme projette les premières données de correction Φ UMI (t k-1 à t k ) dans le repère de navigation [p] et obtient ainsi les premières données de correction projetées Φ NAV (t k-1 à t k ). En utilisant les premières données de correction projetées Φ NAV (t k-1 à t k ), les deuxièmes données de correction Q UMI (t k-1 à t k ) et l’indicateur de décalage shiftPVdetected du lot de données de t 0 à t k (obtenu par le deuxième programme de la même manière que pour les données de signalisation à t i ), le deuxième programme calcule les évolutions des erreurs et le modèle d’erreur de navigation qui sont alors transmis à l’algorithme de navigation hybride pour recaler le modèle d’erreur de navigation hybride, et donc la localisation hybride, et à l’algorithme de navigation inertielle pour recaler également la localisation inertielle.
Le deuxième programme fournit la localisation inertielle de l’aéronef A et la localisation hybridée de l’aéronef A (la localisation regroupe les informations d’attitude, de vitesse et de position géographique terrestre).
On notera que, de préférence, l’unité électronique de navigation a une période de travail inférieure à la moitié d’un temps minimum entre deux décalages successifs.
Dans le procédé décrit, les incréments sont intégrés, par l’unité de mesure inertielle, dans un repère inertiel (aux défauts des capteurs près) de manière à permettre des calculs de navigation sur un ellipsoïde de référence terrestre à plus basse cadence et de manière asynchrone. L’utilisation des sorties de l’unité de mesure inertielle par le second programme, dans le cas où des décalages sont possibles, repose sur la connaissance et l’exploitation des valeurs de décalage de pseudo-vitesse et pseudo-position inertielle en amont du calcul d’évolution de la localisation inertielle.
On comprend que la transmission de la matrice Φ UMI (t k-1 →t k ) formant les premières données de correction à la ou aux navigations hybrides leur permet de réaliser : d’une part, le calcul d’évolution inertielle de localisation de t k-1 à t k de l’unité de mesure inertielle linéarisée au premier ordre de l’effet des paramètres d’erreur estimés, et d’autre part, le calcul de la matrice modélisant, au premier ordre également, l’effet des erreurs résiduelles non estimées de l’unité de mesure inertielle sur l’évolution d’erreur de localisation inertielle hybride de t k-1 à t k , avant d’éventuels recalages à t k et après d’éventuels recalages à t k-1 .
On note que la correction linéarisée au premier ordre néglige les effets combinés d’erreur de force spécifique et d’erreur de mesures gyrométriques entre t k-1 et t k sur les sorties, non corrigées, de l’unité de mesure inertielle.
Pour des durées dt k de 1 à quelques dizaines de secondes, selon les dynamiques de trajectoires du véhicule porteur, les erreurs dues à cette approximation sont, pour les équipements permettant une navigation inertielle pure précise et pour la plupart des systèmes inertiels permettant une élaboration de fonction d’attitude et de cap (AHRS Attitude and Heading Reference Systems) assistés d’une vitesse air, négligeables devant les erreurs résiduelles des mesures inertielles non compensables.
La prise en compte par calcul des paramètres du modèle d’erreur de l’unité de mesure inertielle, estimés par la navigation hybride à t k-1 pour l’évolution estimée de la localisation hybride utilise les premières données de correction projetées Φ NAV (t k-1 →t k ), les deuxièmes données de correction Φ UMI (t k-1 →t k ), les valeurs estimées par l’hybridation et les matrices ou quaternion ou rotation Tp/t, Tp/m, Tm/i (ou Tp/t, Tp/m, Tp/i c , Tm/i et Tm/i c ) à t k-1 et à t k .
Pour faciliter le calcul de Φ NAV (qui est la matrice d’évolution d’erreur dans le repère de navigation [p]) à partir de Φ UMI (qui est la matrice d’évolution d’erreur dans le repère inertiel [i]), on a introduit ici le repère inertiel compensé [i c ] (soit le repère inertiel [i] compensé en tenant compte des erreurs de l’unité de mesure inertielle). En effet, le repère [i] calculé par les sorties Q UMI , PVI et PPI (valeurs en m/s et m fournies dans le repère [i]) n’est pas parfait car son calcul est entaché d’erreurs de l’unité de mesure inertielle. Ces erreurs sont modélisées dans l’unité de mesure inertielle et l’effet quantitatif de ces erreurs dépendant de paramètres d’erreur gyrométrique et accélérométrique est fourni à la navigation hybride à chaque pas d’évolution de t k-1 à t k via la matrice Φ UMI (t k-1 →t k ). Les valeurs de certains de ces paramètres sont estimées et recalées par le filtre de Kalman, qui se base également sur la matrice Φ UMI (t k-1 →t k ) et donc sur le modèle d’erreur que la matrice utilise. Ces valeurs du sous-vecteur d’état d’erreur sont utilisées pour élaborer, via la matrice d’évolution, la dérive angulaire du repère [i] calculé par l’unité de mesure inertielle pour la navigation inertielle hybride. On a donc : les trois valeurs d’erreur angulaire ajoutées pour calculer Tp/i corrigé à t 2 et la dérive moyenne entre t k-1 et t k à prendre en compte pour calculer la « projection dans [p] » via une matrice M p/i (t k-1 t k ) (pas en général de rotation) pour les pseudo-vitesses et une matrice MM p/i (t k-1 t k ) pour les corrections de pseudo-positions inertielles dans le repère [i] ; les trois valeurs d’erreur de pseudo-vitesse dans [i] à ajouter pour calculer PVI(t k )-PVI(t k-1 ) corrigé des paramètres d’erreurs estimés à t 1 par le filtre de Kalman ; les trois valeurs d’erreur de pseudo-position dans [i] à, ajouter pour calculer PPI(t k-1 )-PPI(t k ) corrigé des paramètres d’erreurs estimés à t k par le filtre de Kalman.
Cette compensation peut être utilisée pour calculer l’évolution de t k-1 à t k de Tp/i permet également de calculer (sans que cela soit utile pour la navigation hybride) un repère inertiel compensé [i c ] qui se rapproche plus d’un repère inertiel grâce aux corrections des erreurs gyrométriques de paramètres estimés et recalés par la navigation hybride. On notera toutefois que le repère inertiel compensé [i c ] n’est pas utilisé en réalité pour le calcul de la navigation. En outre, le repère inertiel compensé [i c ] n’est pas nécessaire pour calculer l’évolution, de t k-1 à t k , de Tp/i, Tp/t, Tp/m, V z , H et Vitesse horizontale dans le repère [p] horizontal azimut libre sur l’ellipsoïde de référence.
On note que : s’il n’y a pas d’erreurs gyrométriques modélisées (navigation dite « UMI pure »), alors [i] = [i c ], sinon, la rotation d’erreurs gyrométriques estimées de t k-1 à t k dans [i c ] est calculée sous forme de matrice par exemple par
Au moins 75 %, 80 %, ou 82 % de l’écoulement de carburant peuvent être remis en circulation par l’intermédiaire de la soupape de remise en circulation aux conditions de croisière.
Pour un carburant et un moteur donnés, le % remis en circulation peut dépendre de la condition de fonctionnement du moteur (par exemple, croisière, ralenti, descente, ou décollage maximum) et également de la durée de vie de la pompe (i.e. une pompe à carburant plus vieille, détériorée, fournirait généralement moins d’écoulement qu’une nouvelle et aurait donc un % de remise en circulation réduit). La température du carburant peut également affecter le % remis en circulation. Les valeurs données ci-dessus supposent une pompe raisonnablement nouvelle/performante et des températures de carburant standard pour le moteur donné dans des conditions de croisière.
Même aux conditions de croisière, les exigences de puissance peuvent varier (par exemple en fonction de l’altitude, de la phase de croisière, et de la masse de carburant à bord). Le pourcentage de remise en circulation peut donc être varié en fonction des besoins en puissance actuels, et donc des exigences de taux de combustion de carburant, du moteur.
Le système de gestion de carburant peut en outre comprendre une conduite de contournement agencée pour permettre à une proportion du carburant de contourner au moins l’un de l’échangeur de chaleur primaire et de l’échangeur de chaleur secondaire. Une soupape de contournement contrôlable peut être utilisée pour contrôler le pourcentage de passage de carburant à travers elle. Pour un carburant et un moteur donnés, le pourcentage de carburant qui contourne un échangeur de chaleur peut dépendre de la condition de fonctionnement du moteur (par exemple, croisière, ralenti, descente, ou décollage maximum) et également de la température de carburant et/ou d’huile, par exemple. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent être fournis en conséquence.
Une soupape de dosage de carburant (FMV) peut également être fournie pour contrôler le carburant délivré à la chambre de combustion. La position de la soupape peut être contrôlée, et une relation entre la position de soupape et le débit de carburant peut être connue de telle sorte qu’un contrôleur électronique de moteur (EEC) peut déterminer, ou « doser », le débit de carburant en fonction de la position de soupape.
Le FMV et la soupape de remise en circulation peuvent travailler ensemble pour délivrer un débit de carburant requis à la chambre de combustion. La position de la FMV peut être contrôlée activement en boucle fermée, avec un excès de carburant renvoyé vers une partie antérieure du trajet d’écoulement de carburant, par exemple avant une pompe moteur, par l’intermédiaire de la soupape de remise en circulation. Le procédé peut donc comprendre l’utilisation de la FMV et d’une conduite de remise en circulation pour contrôler le débit de carburant vers la chambre de combustion.
Le moteur à turbine à gaz peut donc comprendre une soupape de dosage de carburant (éventuellement en aval d’une soupape de remise en circulation, le long du trajet principal d’écoulement de carburant à travers le moteur vers la chambre de combustion), la soupape de dosage de carburant étant agencée pour contrôler le débit de carburant à travers celle-ci et pour fournir des informations sur le débit de carburant à travers celles-ci (par exemple, en fonction de la position de soupape).
L’obtention/sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un seul carburant. La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un mélange de carburant. 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 de 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.
La soupape de remise en circulation peut être située en aval d’une entrée de l’échangeur de chaleur secondaire. La soupape de remise en circulation peut donc n’avoir aucune influence sur la proportion de carburant qui est passée à travers l’échangeur de chaleur secondaire (sur le passage actuel) dans de tels exemples – cette division peut être fixée à un niveau défini, ou peut être contrôlée séparément. Alternativement, la soupape de remise en circulation peut être située en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur secondaire. La soupape de remise en circulation peut donc influer sur une quantité maximale de carburant (sur le passage actuel) qui peut s’écouler vers l’échangeur de chaleur secondaire.
La soupape de remise en circulation peut être située en amont de l’échangeur de chaleur secondaire, de sorte que le carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur secondaire peut ne pas être remis en circulation, et donc la pompe n’est jamais exposée à la température plus élevée de carburant sortant de l’échangeur de chaleur secondaire (car la pompe est en amont de l’échangeur de chaleur secondaire). La pompe peut donc être protégée des températures plus élevées de carburant sortant de l’échangeur de chaleur secondaire.
Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être compris entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être compris entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg.
Le pouvoir calorifique du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être approximativement de 43,5 MJ/kg, 43,6 MJ/kg, 43,7 MJ/kg, 43,8 MJ/kg, 43,9 MJ/kg, ou 44 MJ/kg.
deux échangeurs de chaleur carburant-huile agencés pour que l’huile et le carburant s’écoulent à travers eux, les échangeurs de chaleur carburant-huile étant agencés pour transférer la chaleur entre lʼhuile et le carburant et comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile primaire et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ;
Le conduit médian du premier jeu de conduits est de conformation arquée dont les extrémités sont assemblées respectivement à l'extrémité aval d'un conduit de module amont équipant le réacteur thermochimique et à l'extrémité amont d'un conduit de module aval équipant le module d'épuration des gaz. Le conduit médian du deuxième jeu de conduits est de conformation allongée dont les extrémités sont respectivement assemblées à l'extrémité aval d'un conduit de module amont équipant le module d'épuration des gaz et à l'extrémité amont d'un conduit de module aval équipant la chaudière.
La chaudière est équipée d'un système d'échange thermique entre les gaz épurés et un fluide caloporteur évacué hors de l'installation. La chaudière est reliée via au moins un conduit à un module de filtration des gaz à basses températures qui sont évacués hors de la chaudière, préalablement à leur rejet vers l'atmosphère via une cheminée d'évacuation des fumées issues des gaz préalablement traités par le module de filtration.
Il est précisé que dans un contexte selon lequel les gaz acheminés par des conduits sont à basses températures, les dispositifs de raccordement entre de tels conduits ne sont pas - à titre non exclusif - nécessairement reliés entre eux via des dispositifs de raccordement tels qu'ils viennent d'être décrits. Tel est le cas notamment en ce qui concerne le ou les conduits reliant la chaudière audit module de filtration des gaz, et le ou les conduits reliant le module de filtration des gaz à la cheminée.
Présentation des figures L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit d'exemples de réalisation, en relation avec les figures suivantes : La est une illustration schématique d'un exemple d'agencement d'une installation de production de chaleur conforme à l'invention, comportant des modules reliés successivement deux à deux par des conduits. La est une illustration en perspective d'un premier exemple de réalisation d'un organe de soutien d'un conduit que comporte l'installation illustrée sur la . La est une illustration en perspective d'un deuxième exemple de réalisation d'un organe de soutien d'un conduit que comporte l'installation illustrée sur la . La est une illustration schématique partielle en section verticale de deux modules que comporte l'installation illustrée sur la . Au moins deux modules sont raccordés entre eux par des conduits assemblés entre eux via des dispositifs de raccordement étanche ou semi-étanche conformes à l'invention, qui sont interposés entre l'extrémité aval d'un conduit amont et l'extrémité amont d'un conduit aval. La est une illustration en section axiale d'un exemple d'un dispositif de raccordement étanche ou semi-étanche entre l'extrémité aval d'un conduit de module amont et l'extrémité amont d'un conduit médian aval. La est un détail agrandi en section axiale partielle de la , qui illustre plus précisément les modalités de raccordement étanche ou semi-étanche entre l'extrémité aval du conduit de module amont et l'extrémité amont du conduit médian aval, via le dispositif raccordement. La est une illustration en perspective éclatée du dispositif de raccordement étanche ou semi-étanche illustré sur les figures 4A et 4B, entre l'extrémité aval du conduit de module amont et l'extrémité amont du conduit médian aval. La est une illustration de profil en position assemblées de l'extrémité aval du conduit de module amont et de l'extrémité amont du conduit, via le dispositif de raccordement qui sont représentés sur les figures 4A, 4B et 5A.