INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels : la est une vue simplifiée d’un aéronef comportant un système d’inversion de poussée selon un premier mode de réalisation de l’invention, la est une vue simplifiée d’un aéronef comportant un système d’inversion de poussée selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, la est une vue simplifiée d’un aéronef comportant un système d’inversion de poussée selon un troisième mode de réalisation de l’invention, la est une vue simplifiée d’un aéronef comportant un système d’inversion de poussée selon un quatrième mode de réalisation de l’invention, et la est une vue simplifiée d’un aéronef comportant un système d’inversion de poussée selon un cinquième mode de réalisation de l’invention.
En référence à la , un aéronef 100 comportant un système 101 d’inversion de poussée selon un premier mode de réalisation de l’invention va à présent être décrit.
L’aéronef 100 comporte en outre un module de commande global 104. Ce dernier comporte au moins un calculateur. De préférence, le module de commande global 104 comporte deux calculateurs redondants. Le module de commande global 104 peut par exemple être un EEC ou bien un EIF (de l’anglais « Engine Interface Function »).
L’aéronef 100 comporte en outre un bus de tension continue 108.
Le système 101 d’inversion de poussée comporte tout d’abord un capot 112 d’inversion de poussée conçu pour être sélectivement déplacé entre une position repliée pour laisser inchangée la poussée de la turbomachine 102 et une position déployée pour inverser la poussée de la turbomachine 102. L’inverseur de poussée est par exemple un inverseur de poussée à porte, ou bien un inverseur de poussée à grille.
Le système 101 comporte en outre un actionneur électrique 114 du capot 112.
Dans l’exemple décrit, l’actionneur électrique 114 comporte un moteur électrique 116 de déplacement du capot 112 et un onduleur 118 conçu pour activer électriquement le moteur électrique 116 à partir du bus de tension continue 108.
Le système 101 comporte en outre un module de commande local 120, tel qu’un ETRAC, muni d’un port d’entrée analogique 121.
Le système 101 comporte en outre une connexion filaire analogique 122 entre le module de commande global 104 et le module de commande local 120. Cette connexion 122 est conçue pour véhiculer au moins un signal analogique depuis le module de commande global 104 et le module de commande local 120. Ce ou ces signaux analogiques représentent des commandes pour le module de commande local 120. Le système 101 d’inversion de poussée est ainsi commandé de façon avantageuse par des signaux analogiques discrets, ce qui simplifie la communication entre le calculateur de l’aéronef et le système 101.
Dans l’exemple décrit, la connexion 122 comporte trois conducteurs électriques 124, 126 et 128. Les deux premiers conducteurs électriques 124, 126 sont destinés pour véhiculer respectivement deux signaux analogiques de tension V1, V2, référencés par rapport au troisième conducteur électrique 128 formant une masse électrique.
Toujours dans l’exemple décrit, le module de commande local 120 comporte un convertisseur analogique numérique 132 conçu pour convertir le ou les signaux analogiques (les tensions V1, V2 dans l’exemple décrit) en données numériques et un module numérique 134 conçu pour traiter ces données numériques pour déterminer les commandes reçues.
Les commandes incluent notamment : une commande de repli (de l’anglais « STOW ») pour déplacer le capot 112 dans sa position repliée et une commande de déploiement (de l’anglais « DEPLOY ») pour déplacer le capot 112 dans sa position déployée.
Par ailleurs, dans l’exemple décrit, le système 101 comporte plusieurs dispositifs de verrouillage pour éviter un déploiement intempestif du capot 112, par exemple en-dehors de la phase d’atterrissage de l’aéronef 100.
Ainsi, le système 101 comporte en outre un dispositif de verrouillage dit primaire 136 (de l’anglais « Primary Lock System ») conçu pour sélectivement verrouiller (par exemple par blocage mécanique) et déverrouiller le moteur électrique 116 de l’actionneur électrique 114 du capot 112 d’inversion de poussée. Dans ce cas, le module de commande local 120 est conçu pour, sur réception de la commande de déploiement (DEPLOY), commander le dispositif de verrouillage primaire 136 afin de déverrouiller le moteur électrique 116 de l’actionneur électrique 114 du capot 112 d’inversion de poussée, avant que le capot 112 ait été déplacé dans sa position déployée. Il est en outre conçu pour, sur réception de la commande de repli (STOW), commander le dispositif de verrouillage primaire 136 afin de verrouiller le moteur électrique 116 de l’actionneur électrique 114 du capot 112 d’inversion de poussée, après que le capot 112 a été déplacé dans sa position repliée.
Généralement, deux systèmes d’inversion de poussée tels que le système 101 sont prévus, avec les capots respectivement liés l’un à l’autre. Ainsi, le dispositif de verrouillage « primaire » d’un des systèmes forme également un dispositif de verrouillage dit « secondaire » pour l’autre système.
Le système 101 comporte en outre un dispositif de verrouillage dit « tertiaire » 138 (de l’anglais « Tertiary Lock System ») conçu pour sélectivement verrouiller et déverrouiller le capot 112. Dans ce cas, le capot 112 est de préférence en outre conçu pour être sélectivement déplacé dans une position dégagée facilitant un déverrouillage du capot par le dispositif de verrouillage tertiaire 138. Cette position dégagée est généralement une position encore plus repliée. Les commandes comportent alors en outre une commande de dégagement (de l’anglais « OVERSTOW ») et le module de commande local 120 est alors conçu pour, sur réception de la commande de dégagement (OVERSTOW), pour commander le dispositif de verrouillage primaire 132 afin de déverrouiller le moteur électrique 116 de l’actionneur électrique 114 du capot 112 d’inversion de poussée, avant de commander l’onduleur 118 afin que le capot 112 soit déplacé dans sa position de dégagement.
Le dispositif de verrouillage tertiaire 138 est par exemple commandé par un organe de commande 140, par exemple par une manette prévue dans un cockpit de l’aéronef 100 qui active la fermeture d’un relais. Néanmoins, bien d’autres organes de commande du dispositif de verrouillage tertiaire 138 peuvent être prévus.
Comme expliqué précédemment, le module de commande local 120 est conçu pour recevoir des commandes depuis le module de commande global 104, via la connexion 122, afin de commander l’actionneur électrique 114, et plus précisément l’onduleur 118 dans l’exemple décrit, de manière à déplacer le capot 112.
De manière générale, le module de commande local 120 est conçu pour identifier une parmi plusieurs plages de valeurs prédéfinies, dans laquelle se trouve chaque signal analogique à un instant donné, chaque commande étant associée à une ou plusieurs des plages de valeurs. Le module de commande local 120 est en outre conçu pour déterminer la commande reçue comme étant celle associée à la ou aux plages de valeurs identifiées.
Plus précisément, dans l’exemple décrit, les signaux analogiques de tension V1, V2 sont chacun associé à deux plages de valeurs. Par exemple, l’une de ces deux plages de valeurs s’étend autour de la tension nulle et l’autre plage de valeurs s’étend autour de 28 V. Chaque commande est associée à l’une respective de combinaisons prédéfinies des plages de valeurs des deux signaux analogiques de tension V1, V2. Ainsi, il peut être considéré que les commandes sont codées sur trois bits [ b1 b2 b3 ] respectivement transmis par les trois conducteurs électriques 126, 130, 128. Le premier bit b1 est transmis par le premier conducteur électrique 126 et ses valeurs correspondent aux deux plages de valeurs pour ce premier conducteur électrique 126. Le deuxième bit b2 est transmis par le troisième conducteur électrique 130 qui n’est pas destiné à transmettre de signal analogique de sorte que le deuxième bit b2 reste à la même valeur, par exemple nulle. Le troisième bit b3 est transmis par le deuxième conducteur électrique 128 et ses valeurs correspondent aux deux plages de valeurs pour ce deuxième conducteur électrique 128.
Ainsi, dans l’exemple décrit, les commandes sont codées par les bits [ b1 b2 b3 ] de la manière suivante : [ b1 b2 b3 ] Commande [ 0 0 0 ] Pas de commande [ 1 0 1 ] OVERSTOW [ 1 0 1 ] DEPLOY [ 1 0 0 ] STOW
Ainsi, dans l’exemple décrit, les commandes OVERSTOW et DEPLOY ont le même code. Dans ce cas, par exemple, sur réception de ce code, la commande OVERSTOW peut être réalisée, puis après un certain temps de retard (mis en œuvre par exemple par un dispositif retardateur) la commande DEPLOY peut être automatiquement réalisée, sans nécessiter la réception d’un nouveau code. Alternativement, deux codes différents pourraient être respectivement associés aux commandes OVERSTOW et DEPLOY, ces dernières étant chacune réalisées sur réception de leur code associé.
Le module de commande local 120 comporte en outre une sortie numérique d’émission 152 par laquelle le module de commande local 120 est conçu pour transmettre des informations de fonctionnement du système d’inversion de poussée 101. La sortie numérique d’émission 152 est distincte du port d’entrée analogique 121 et vient en complément de ce dernier.
Les informations de fonctionnement comportent par exemple un ou plusieurs éléments parmi : un nombre de démarrage du module de commande local 120, une durée de fonctionnement du module de commande local 120, un état dans lequel se trouve le système 101 d’inversion de poussée, un historique des commandes reçues, une position du moteur électrique 116, une vitesse du moteur électrique 116, un couple du moteur électrique 116, et un ou des messages de panne.
Le module de commande local 120 comporte par exemple un microprocesseur muni d’une première unité logicielle pour recevoir les commandes de déplacement, et d’une deuxième unité logicielle, distincte de la première unité logicielle, pour transmettre les informations de fonctionnement. Le microprocesseur comporte par exemple une première partition pour la première unité logicielle et une deuxième partition pour la deuxième unité logicielle. Le microprocesseur est par exemple muni d’un même cœur hébergeant les première et deuxième unités logicielles. Alternativement, le microprocesseur est muni de deux cœurs distincts hébergeant respectivement la première unité logicielle et la deuxième unité logicielle.
La sortie numérique d’émission 152 peut être filaire et comporter un port, par exemple en façade du module de commande local 120. Ainsi, une connexion filaire numérique 143 relie la sortie numérique d’émission 152 à un système 142 de réception des informations de fonctionnement. Par exemple, la connexion filaire numérique 143 peut être non redondée, et comporter un seul connecteur.
Le système de réception 142 peut être, comme illustré sur la , un élément de l’aéronef 100.
Le système de réception 142 est distinct du module de commande global 104 et peut être soit dédié à la réception d’informations de fonctionnement du système 101 d’inversion de poussée, soit conçu pour recevoir en outre des informations de fonctionnement d’autres organes de l’aéronef 100. Le système de réception 142 peut en outre être conçu pour traiter les informations reçues, par exemple pour les mettre en forme ou bien pour attester du bon fonctionnement et de la conformité du système d’inversion de poussée 101, en particulier du calculateur du module de commande local 120.
Le système de réception 142 peut comporter un calculateur non redondé.
Le système de réception 142 est par exemple conçu pour enregistrer les informations de fonctionnement reçues, en particulier pendant un ou plusieurs vols de l’avion 100. Le système de réception 142 est en outre par exemple conçu pour transmettre à l’extérieur de l’avion les informations de fonctionnement enregistrées, par exemple lorsque l’avion 100 est au sol.
Les deux flux d’air issus du compresseur ne sont ainsi pas autorisés à circuler simultanément dans les deux conduits de circulation d‘un même circuit de refroidissement, ce qui permet d’offrir une redondance des circuits de refroidissement, permettant ainsi de sécuriser le refroidissement de la turbine à gaz même en cas d’endommagement de l’un des conduits de circulation par exemple. La turbine à gaz peut également avantageusement être refroidie par un flux d’air issu du compresseur sans pénaliser la turbomachine à gaz en prélevant une fraction limitée du flux d’air comprimé. L’organe de distribution permet en effet avantageusement de réguler le débit dans chaque circuit de refroidissement. Grâce aux organes de distribution, il est également possible de permettre par exemple un fonctionnement en mode dégradé en cas d’endommagement de l’un des éléments des circuits de refroidissement tout en s’assurant que la turbine soit un minimum refroidie, de manière à garantir des niveaux de sécurité importants.
Dans une forme de réalisation, le système de refroidissement comprenant au moins un premier organe de mesure du débit du premier flux d’air dans chaque conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et un deuxième organe de mesure du débit du deuxième flux d’air dans chaque conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement, le calculateur est configuré pour interdire la circulation du premier flux d’air, respectivement du deuxième flux d’air, dans l’un des conduits de circulation lorsque le premier organe de mesure du débit, respectivement le deuxième organe de mesure du débit, mesure un débit inférieur à un seuil de débit prédéterminé dans ledit conduit de circulation. La sécurité dans le système de refroidissement est ainsi garantie en permettant la détection d’une fuite sans que la circulation d’un flux d’air refroidi soit affectée. La turbine à gaz peut continuer à être refroidie grâce au circuit de refroidissement qui ne présente pas de défaut. En effet, le calculateur est configuré pour, lorsque le premier organe de distribution interdit la circulation du premier flux d’air dans le premier conduit de circulation suite à la mesure d’un débit trop important par le premier organe de mesure, autoriser la circulation du premier flux d’air dans le deuxième conduit de circulation. Il en est de même dans le deuxième circuit de refroidissement.
De manière alternative, le système de refroidissement comprend au moins un premier organe de mesure de la température du premier flux d’air dans chaque conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et un deuxième organe de mesure de la température du deuxième flux d’air dans chaque conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement. Le calculateur est configuré pour interdire la circulation du premier flux d’air, respectivement du deuxième flux d’air, dans l’un des conduits de circulation lorsque le premier organe de mesure de la température, respectivement le deuxième organe de mesure de la température, mesure une température supérieure à un seuil de température prédéterminé. En effet, plus la pression augmente, plus la température augmente. Le calculateur commande avantageusement la fermeture du conduit de circulation du circuit de refroidissement dont la température est trop élevée, indiquant un défaut dudit conduit de circulation, ce qui permet au circuit de refroidissement de continuer à fonctionner en toute sécurité.
Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz comprenant un circuit d’huile configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification via le compresseur de manière à le lubrifier et à le refroidir, le système de refroidissement comprend un quatrième échangeur de chaleur, monté dans la boucle de circulation du fluide caloporteur et dans le circuit d’huile, configuré pour refroidir le flux d’huile lors de la circulation du fluide caloporteur. L’unique boucle de circulation d’un fluide caloporteur peut ainsi avantageusement à la fois refroidir la turbine à gaz, réchauffer le flux de carburant en vue de son injection et refroidir l’huile de lubrification.
Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz étant configurée pour être alimentée par un premier flux carburant circulant dans un premier circuit de carburant et par un deuxième flux de carburant circulant dans un deuxième circuit de carburant stockés dans au moins un réservoir cryogénique, le système de refroidissement comprenant au moins une première boucle de circulation d’un premier fluide caloporteur et une deuxième boucle de circulation d’un deuxième fluide caloporteur, le premier échangeur de chaleur, le deuxième échangeur de chaleur et le troisième échangeur de chaleur étant montés dans la première boucle de circulation, le système de refroidissement comprend : un cinquième échangeur de chaleur monté dans la deuxième boucle de circulation et dans un circuit du flux d’échappement, configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur lors de la circulation du flux d’échappement, et un sixième échangeur de chaleur monté dans la deuxième boucle de circulation et configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur lors de la circulation du deuxième flux de carburant.
L’utilisation de deux circuits de carburant distincts permet de n’utiliser qu’une fraction du carburant nécessaire dans la chambre de combustion pour refroidir les flux d’air via le fluide caloporteur. Il est également possible d’adapter le débit de circulation de chaque flux de carburant pour favoriser soit un refroidissement de la turbine à gaz soit un réchauffage du carburant.
Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz comprenant un circuit d’huile configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification via le compresseur de manière à le lubrifier et à le refroidir, le flux d’huile est configuré pour participer au réchauffage d’au moins l’un des flux de carburant tout en étant refroidi par ledit carburant après son passage dans la chambre de combustion.
L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins : un réservoir cryogénique, une turbomachine à gaz comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à gaz, un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant, et au moins un système de refroidissement de la turbomachine à gaz tel que décrit précédemment.
Enfin, l’invention porte sur un procédé de refroidissement d’une turbomachine à gaz d’aéronef, la turbomachine à gaz étant configuré pour être alimentée par un carburant stocké dans un réservoir cryogénique et comprenant successivement suivant un axe longitudinal un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à gaz, un flux de carburant circulant dans un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, le procédé de refroidissement comprenant les étapes consistant à : Prélever un premier flux d’air et un deuxième flux d’air dans le compresseur de la turbomachine à gaz, Refroidir respectivement le deuxième flux d’air dans un deuxième échangeur de chaleur et/ou le premier flux d’air dans un premier échangeur de chaleur lors de la circulation du fluide caloporteur, le fluide caloporteur ayant été initialement refroidi dans un troisième échangeur de chaleur lors de la circulation du flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique, et Injecter, dans la turbine à gaz au moins le premier flux d’air et/ou le deuxième flux
La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon l’art antérieur.
La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une première forme de réalisation de l’invention.
La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une deuxième forme de réalisation de l’invention.
La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une troisième forme de réalisation de l’invention.
La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une quatrième forme de réalisation de l’invention.
Tel que représenté sur en tant que vue en coupe longitudinale, un éjecteur 1’ selon l’art antérieur comprend classiquement un corps d’éjecteur 2’ sensiblement tubulaire dont une partie amont est équipée d’un gicleur 3’ débouchant dans une gorge réceptrice 4’ en forme d'entonnoir du corps d’éjecteur 2’, en amont d’un rétrécissement d du corps d’éjecteur 2’ formant une chambre de mélange 5’.
En aval, la chambre de mélange 5’ s’élargit ensuite en un cône de diffusion 6’ terminé par une ouverture de sortie 7’.
Une partie amont du gicleur 3’ est habituellement reliée à une source de fluide haute pression, telle qu'une pompe, tandis qu’une partie aval du gicleur 3’ est habituellement coaxiale avec le corps d’éjecteur 2’ et présente une sortie de gicleur 8’ en forme de buse.
La partie amont de l’éjecteur 2’ est également équipée d’une ouverture d’aspiration 9’ en communication fluidique avec la gorge réceptrice 4’.
Lorsqu’un flux à haute pression sortant par la buse 8’ passe par la gorge réceptrice 4’, il crée une aspiration qui entraîne le fluide présent au voisinage de l’ouverture d’aspiration 9’ et génère un flux induit de fluide par effet Venturi, qui passe autour du gicleur 3’, pour renvoyer le fluide au niveau de l’ouverture de sortie 7’ de l’éjecteur 1’.
Le rendement global des éjecteurs est faible par rapport aux pompes à moteur électrique, mais ils sont fréquemment utilisés en raison de leur très longue durée de vie, de leur grande fiabilité et de leur faible coût.
En effet, dans des systèmes de carburant, les éjecteurs ne comportent pas de pièces mobiles et représentent donc un moyen très fiable et peu coûteux de déplacer un fluide, tel qu’un carburant, dans un aéronef.
Les éjecteurs sont habituellement fabriqués par des moyens d’usinage traditionnels et sont bridés dans leurs formes par les contraintes de fabrication. Ils sont généralement en plusieurs parties qui doivent être assemblées, ce qui se traduit par un coût et un temps de fabrication élevés.
Leur conception actuelle permet de créer une dépression d’aspiration uniquement sur la périphérie du flux à haute pression sortant par la buse.
Il existe en outre un besoin pour améliorer le rendement des éjecteurs et réduire leur masse et leur encombrement.
L’invention offre une solution aux problèmes évoqués précédemment, en fournissant un nouveau type d’éjecteur qui permet de créer une dépression d’aspiration non seulement sur la périphérie du flux à haute pression sortant par la buse, mais aussi dans la partie centrale du flux à haute pression sortant par la buse.
A cet effet, un aspect de l’invention concerne un éjecteur comprenant : un corps d'éjecteur, notamment s’étendant selon un axe d’extension et formant un canal d'écoulement pour un fluide, et un gicleur, notamment rectiligne, avec un corps tubulaire logé à l'intérieur du corps d'éjecteur, notamment à l’intérieur du canal d’écoulement, et ayant une entrée de fluide dans une partie amont et une sortie de fluide dans une partie aval espacée du corps d’éjecteur.
Plus spécifiquement, le gicleur comporte un conduit interne logé dans le corps tubulaire et à distance radialement du corps tubulaire, une extrémité aval du conduit interne débouchant au niveau de la sortie de fluide du gicleur.
Selon un aspect supplémentaire de l’invention, le corps d'éjecteur et le corps tubulaire sont d’une seule pièce.
Selon un aspect de l’invention, le conduit interne est relié à distance du corps tubulaire par au moins une patte radiale.
De plus, le gicleur comporte au moins un conduit d’injection, logé dans le corps tubulaire en amont du conduit interne et présentant : une première extrémité débouchant au niveau d’un orifice d’admission prévu dans le corps tubulaire, et une deuxième extrémité qui débouche au niveau d’un orifice de refoulement prévu dans le conduit interne en amont de la sortie de fluide.