INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
où : R ext_5 est le rayon externe moyen du compresseur haute pression (5) en millimètres (mm) ; D 9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), BPR est le taux de dilution du système propulsif (1); T e est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage, 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 B = 8 977 (tr/min)²*mm².
Le présent exposé concerne un propulsif (1) aéronautique configuré de sorte que le rotor de soufflante (9) présente un paramètre de charge aérodynamique k aero supérieur ou égal à 0,08 et inférieur ou égal à 0,2 et un paramètre de charge mécanique k meca supérieur ou égal à 10 x 10 6 tr.m².min -1 et inférieur ou égal à 32,5 x 10 6 tr.m².min -1 , où la charge aérodynamique k aero et la charge mécanique k meca sont définies par les formules suivantes : et où: FN est la poussée du rotor de soufflante (9) ;
BPR est le taux de dilution ; F = 39,7 ; R e et R i sont les rayons externe et interne du rotor de soufflante ; ω est la vitesse de rotation du rotor de soufflante ; et
S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9).
Le présent exposé concerne un système propulsif (1) aéronautique dans lequel le corps haute pression respecte la formule suivante : où : R ext_5 est un rayon externe moyen du compresseur haute pression (5) en millimètres (mm) ; R ext_7 est un rayon externe moyen de la turbine haute pression (7), en millimètres (mm) ; n 5 est le nombre d’étages dans le compresseur haute pression (5) ; et E = - 23,9 * 10 -3 millimètres carrés (mm²) et F 1,08.
Délivrance de carburant de turbine à gaz
[Fig. 3B]
Il est proposé un dispositif de génération d’images comportant une source lumineuse (6) configurée pour produire un faisceau lumineux (Lm, Lv) et une matrice d’éléments à transmittance variable (7) comportant au moins une zone optiquement utile (15) et configurée pour transmettre sélectivement le faisceau lumineux, le dispositif comportant un masque opaque thermiquement conducteur (16) situé à distance de la matrice d’éléments à transmittance variable, le masque opaque étant configuré pour bloquer au moins une partie des rayons lumineux dont la direction du chemin optique passe par une zone non optiquement utile et pour laisser passer les rayons lumineux dont la direction du chemin optique passe par la zone optiquement utile, le masque opaque étant thermiquement couplé à un dissipateur thermique (17). Il est également proposé un afficheur tête haute (1) comportant un tel dispositif.
Il est proposé un dispositif de génération d’images (3) comportant un écran (7) qui comprend une zone centrale (14) au moins en partie optiquement utile et une zone périphérique (13) non optiquement utile, le dispositif comprenant un système de mesure (12) de la température de l’écran qui comporte - un capteur de température (21) et - un film opaque thermiquement conducteur (15) configuré pour être en contact avec une face de l’écran, le film comportant au moins une première partie (16) qui s’étend dans une zone non optiquement utile de la zone centrale et une deuxième partie (17) qui s’étend dans la zone périphérique, qui présente une continuité de matière avec la première partie et qui est thermiquement couplée au capteur de température.
Il est également proposé un procédé de gestion de la température dans un tel dispositif et un afficheur tête haute comportant un tel dispositif.
Il est proposé un dispositif de génération d’images comportant un écran (7) qui comprend une zone centrale (14) au moins en partie optiquement active et une zone périphérique (13) optiquement inactive, le dispositif (3) comprenant un système de mesure de la température (12) de l’écran qui comporte - un capteur de température (21, 24) et - un film opaque thermiquement conducteur (15) configuré pour être en contact avec une face de l’écran, le film comportant au moins une première partie (16) qui s’étend dans une zone non optiquement utile de la zone centrale (14) et qui est en contact avec et thermiquement couplé au capteur de température.
Il est également proposé un procédé de gestion de la température de ce dispositif et un afficheur tête haute (1) comportant ce dispositif.
L’invention concerne un dispositif d’affichage tête haute apte à détecter un rayonnement solaire susceptible d’échauffer son dispositif de génération d’images.
Le dispositif d’affichage tête haute comprend un dispositif de génération d’images, sous la forme d’un faisceau lumineux, ainsi qu’un dispositif optique (6) comprenant un miroir (20) réfléchissant ledit faisceau lumineux. Le miroir (20) est au moins partiellement transparent au rayonnement infrarouge (48) et un conducteur électrique (40) est positionné derrière le miroir (20). Un capteur de température (42) est au contact du conducteur électrique (40).
Dans un dispositif d’affichage comprenant un module d’affichage et un outil de mesure d’une direction de regard d’un utilisateur, on prévoit les étapes suivantes :
- réception d’une information de mouvement d’un véhicule ;
- définition d’au moins une caractéristique d’un indicateur en fonction de l’information de mouvement reçue ;
- affichage de l’indicateur avec ladite caractéristique à une position dépendant de la direction de regard mesurée.
Un procédé (12000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est divulgué, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant ; et un système de gestion de carburant agencé pour fournir le carburant à la chambre de combustion (16). Le système de gestion de carburant comprend deux échangeurs de chaleur carburant-huile à travers lesquels de l’huile et du carburant s’écoulent, les échangeurs de chaleur agencés pour transférer de la chaleur au carburant et comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) ; et une pompe à carburant (1003) agencée pour distribuer le carburant à la chambre de combustion (16), dans lequel la pompe à carburant (1003) est située entre les deux échangeurs de chaleur. Le procédé comprend le contrôle (12200) du système de gestion de carburant de manière à ajuster la viscosité de carburant à moins de 0,58 mm 2 /s à l’entrée de la chambre de combustion (16) dans des conditions de croisière.
Un procédé (10000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est divulgué, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un cœur de moteur (11) comprenant une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant ; une turbine (19), la turbine comprenant une pluralité d’aubes de turbine (19’) ; un compresseur (14) agencé pour être utilisé en guise de source d’air de refroidissement pour les aubes de turbine (19’) ; et un inducteur (1901) agencé pour accélérer et diriger l’air de refroidissement sur les aubes de turbine (19’) et comprenant une pluralité de voies de passage de flux d’air (1903) et une soupape de modulation (1902) agencée pour commander le flux d’air de refroidissement dans un sous-ensemble des voies de passage ; et un système de gestion de carburant (1500) agencé pour fournir le carburant à la chambre de combustion (16), le carburant ayant une teneur en soufre inférieure à 30 ppm. Le système de gestion de carburant (1500) comprend deux échangeurs de chaleur carburant-huile (1004, 1006) à travers lesquels l’huile et le carburant s’écoulent. Le procédé (10000) comprend l’utilisation de la soupape de modulation (1902) pour ajuster le flux d’air de refroidissement en fonction de la température d’entrée de turbine.
Fonctionnement de turbine à gaz
Un procédé (12000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est décrit, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un système d’alimentation en carburant (1000, 6000) agencé pour fournir un carburant ; une chambre de combustion (16) agencée pour brûler au moins une proportion du carburant ; un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) agencé pour avoir jusqu’à 100 % du carburant fourni par le système d’alimentation en carburant s’écoulant à travers celui-ci ; et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) agencé pour avoir une proportion du carburant provenant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire qui s’écoule à travers celui-ci. Le carburant est agencé pour s’écouler de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) vers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) alors que l’huile est agencée pour s’écouler de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire vers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Le procédé (12000) comprend l’utilisation (12200) d’au moins lʼun parmi lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) et lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) pour chauffer le carburant de manière à ajuster la viscosité de carburant à un maximum de 0,58 mm 2 /s à l’entrée de la chambre de combustion (16) dans des conditions de croisière.
Viscosité du carburant
Un procédé (14000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est décrit, le moteur à turbine à gaz comprenant un noyau de moteur (11) comprenant une turbine, un compresseur (14, 15), une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant, et un arbre central reliant la turbine au compresseur (14, 15) ; une soufflante située en amont du noyau de moteur (11) ; un arbre de soufflante (42) ; une boîte d’engrenages (30) qui reçoit une entrée provenant de l’arbre central et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante (42) ; un système à boucle dʼhuile primaire (2000) agencé pour fournir de lʼhuile à la boîte d’engrenages (30) ; et un système d’échange de chaleur. Le système dʼéchange de chaleur comprend un échangeur de chaleur air-huile (2020) à travers lequel sʼécoule de lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile primaire (2000) ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle dʼhuile primaire (2000) et le carburant s’écoulent de telle sorte que la chaleur est transférée entre lʼhuile et le carburant, et dans lequel le système à boucle dʼhuile primaire (2000) se ramifie de telle sorte quʼune proportion de lʼhuile peut sʼécouler le long de chaque branche et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes branches du système à boucle dʼhuile primaire (2000) ; et une soupape de modulation (2016) agencée pour permettre de faire varier la proportion dʼhuile envoyée par l’intermédiaire de chaque branche. Le procédé comprend la commande (14200) du système d’échange de chaleur de façon à ajuster la viscosité de carburant pour être inférieure ou égale à 0,58 mm 2 /s à l’entrée de la chambre de combustion (16) dans des conditions de croisière.
Un procédé (13000) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10) est divulgué, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14), une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) ; un arbre de soufflante (42) ; un réducteur principal (30) qui reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante (23) par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante (42) ; un système à boucle dʼhuile primaire (2000’) agencé pour fournir de lʼhuile pour lubrifier le réducteur principal (30) ; et un système d’échange de chaleur (1004, 1006) agencé pour transférer la chaleur entre lʼhuile et le carburant, l’huile ayant une température moyenne d’au moins 180 °C à l’entrée du système d’échange de chaleur (1004, 1006) dans des conditions de croisière. Le procédé (13000) comprend le transfert (13200) de chaleur de l’huile au carburant de manière à abaisser la viscosité de carburant à une valeur inférieure ou égale à 0,58 mm 2 /s à l’entrée de la chambre de combustion (16) dans des conditions de croisière.
L’invention concerne un procédé (1000) de fonctionnement d’un moteur (10) à turbine à gaz. Le moteur (10) à turbine à gaz comprend un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL), ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6, et un échangeur de chaleur carburant-huile (903). Le procédé (1000) comprend la fourniture dʼun carburant au dispositif combustor (16) et le transfert de chaleur de lʼhuile au carburant dans lʼéchangeur de chaleur carburant-huile (903) avant que le carburant entre dans le dispositif combustor (16) de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor (16) à des conditions de croisière. L’invention concerne également un moteur (10) à turbine à gaz pour un aéronef.
Un procédé (11000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est divulgué, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un cœur de moteur (11) comprenant une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant ; une turbine (19), la turbine comprenant une pluralité d’aubes de turbine (19’) ; un compresseur (14) agencé pour être utilisé en guise de source d’air de refroidissement pour les aubes de turbine (19’) ; et un inducteur (1901) agencé pour accélérer et diriger l’air de refroidissement sur les aubes de turbine (19’) et comprenant une pluralité de voies de passage de flux d’air (1903), et une soupape de modulation (1902) agencée pour permettre ou bloquer un flux d’air de refroidissement dans un sous-ensemble des voies de passage ; et un système de gestion de carburant (1500) agencé pour fournir le carburant à la chambre de combustion (16), dans lequel le système de gestion de carburant (1500) comprend : deux échangeurs de chaleur carburant-huile (1004, 1006) à travers lesquels l’huile et le carburant s’écoulent, les échangeurs de chaleur carburant-huile agencés pour transférer la chaleur entre l’huile et le carburant et comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006). Le procédé (11000) comprend l’utilisation (11100) de la soupape de modulation (1902) pour ajuster le flux d’air de refroidissement en fonction de la température d’entrée de turbine ; et le transfert (11200) de 200 à 600 kJ/m 3 de chaleur au carburant à partir de l’huile dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) dans des conditions de croisière.
Il est fourni un procédé (500) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10). Le moteur à turbine à gaz (10) comprend un dispositif combustor (16). Le dispositif combustor (16) comprend une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120). La pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). Le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). Un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5. Le procédé (200) comprend : la fourniture (501) d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile (114) ; le transfert (502) de chaleur dʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile (114) ; et la fourniture (503) du carburant du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile (114) à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124). De la chaleur est transférée de lʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile (114) pour abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’injection du carburant dans la chambre de combustion (120) à des conditions de croisière. Il est également fourni un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef.
L'invention concerne un procédé (1100) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10). Le moteur à turbine à gaz (10) comprend une chambre de combustion étagée (16) ayant un agencement de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) dans lequel un écoulement de carburant est sollicité vers un sous-ensemble des buses (403, 404) adjacent à un ou plusieurs allumeurs (405) pendant une procédure de rallumage. Le procédé (1100) comprend le transfert de chaleur (1201) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) 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 (16) aux conditions de croisière. L'invention concerne également un moteur à turbine à gaz (10).
Réducteur pour accessoires
L'invention concerne un procédé (300) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10). Le moteur à turbine à gaz (10) comprend un réducteur pour accessoires (110) conçu pour alimenter en puissance un ou plusieurs accessoires de moteur, et une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé et un échangeur de chaleur carburant-huile (114) agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion (16). Une température moyenne de l'huile lubrifiante est d'au moins 180 °C à la sortie du réducteur pour accessoires (110) aux conditions de croisière. Le procédé (300) comprend le transfert de chaleur (301) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) 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 (16) aux conditions de croisière. L'invention concerne également un moteur à turbine à gaz.
Système d’alimentation en carburant
Un procédé (10000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est décrit, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un système d’alimentation en carburant (1000, 6000) agencé pour fournir un carburant ; une chambre de combustion (16) agencée pour brûler au moins une proportion du carburant ; un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) agencé pour avoir jusqu’à 100 % du carburant fourni par le système d’alimentation en carburant s’écoulant à travers celui-ci, et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) agencé pour avoir une proportion du carburant provenant de l’échangeur de chaleur primaire s’écoulant à travers celui-ci. La turbine à gaz (10) est mise en œuvre de telle sorte que du carburant s’écoule de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004) vers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) et l’huile s’écoule de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1006) à l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004), de telle sorte que l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire transfère la chaleur provenant de l’huile juste renvoyée de la lubrification du moteur (10) vers un carburant déjà chauffé dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1004). Le procédé (10000) comprend la sélection (10100) d’un ou plusieurs carburants de telle sorte que le pouvoir calorifique du carburant fourni à la chambre de combustion est d’au moins 43,5 MJ/kg.
Un procédé (13000) de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz (10) est décrit, le moteur à turbine à gaz comprenant un noyau de moteur (11) comprenant une turbine, un compresseur (14, 15), une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant, et un arbre central reliant la turbine au compresseur (14, 15) ; une soufflante située en amont du noyau de moteur (11) ; un arbre de soufflante (42) ; une boîte d’engrenages (30) qui reçoit une entrée provenant de l’arbre central et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante (42) ; un système à boucle dʼhuile primaire (2000) agencé pour fournir de lʼhuile à la boîte d’engrenages (30) ; et un système d’échange de chaleur. Le système dʼéchange de chaleur comprend un échangeur de chaleur air-huile (2020) à travers lequel sʼécoule de lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile primaire (2000) ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle dʼhuile primaire (2000) et le carburant s’écoulent de telle sorte que la chaleur est transférée entre lʼhuile et le carburant, et dans lequel le système à boucle dʼhuile primaire (2000) se ramifie de telle sorte quʼune proportion de lʼhuile peut sʼécouler le long de chaque branche et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes branches du système à boucle dʼhuile primaire (2000) ; et une soupape de modulation (2016) agencée pour permettre de faire varier la proportion dʼhuile envoyée par l’intermédiaire de chaque branche. Le procédé (13200) comprend la commande du système d’échange de chaleur de manière à transférer entre 200 et 600 kJ/m 3 de la chaleur de l’huile au carburant dans des conditions de croisière.
Conditions de fonctionnement de turbine à gaz
Il est fourni un procédé (600) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10). Le moteur à turbine à gaz (10) comprend un dispositif combustor (16). Le dispositif combustor (16) comprend une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120). La pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). Le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). Un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5. Le procédé (600) comprend le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Il est également fourni un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef.
Gestion de carburant
S ystème de réalité immersive embarqué sur un véhicule
L’invention concerne un système de réalité immersive (1), par exemple de réalité virtuelle, destiné à être embarqué à bord d’un véhicule, ce système comprenant :