FR3100228A1 - Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système. - Google Patents

Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système. Download PDF

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Abstract

- Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système. - Le système (1) comporte une ou plusieurs prises d’air (13) pour prélever de l’air froid, une ou plusieurs conduites (14) pour amener l’air froid prélevé à un dispositif de chauffage électrique (15) et une ou plusieurs conduites (16) pour amener l’air prélevé et chauffé par le dispositif de chauffage électrique (15) à une zone (Z) à protéger contre le givre, le système (1) étant ainsi de type électropneumatique présentant des avantages en termes de masse et de coût, et comprenant un dispositif de chauffage électrique (15) apte à être agencé à distance de la zone (Z) à protéger, ce qui permet de faciliter son installation et son éventuelle réparation. Figure pour l’abrégé : Fig. 1

Description

Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système.
La présente invention concerne un système électropneumatique de protection contre le givre pour un aéronef, ainsi qu’un ensemble propulsif et un aéronef pourvus d’un tel système.
On sait que les bords d’attaque d’éléments structurels externes d’un aéronef, en particulier la lèvre d’entrée d’air de la nacelle d’un ensemble propulsif de l’aéronef, peuvent subir une formation de givre qui peut s’accumuler pour constituer des blocs de glace. L’apparition de tels blocs de glace peut perturber l’alimentation en air du moteur de l’ensemble propulsif. En outre, des blocs de glace peuvent se détacher et venir heurter les pales de la soufflante du moteur. Ces blocs de glace sont ainsi susceptibles de fragiliser les pales de la soufflante, voire de les casser.
Il est donc nécessaire de pouvoir protéger certaines zones de l’aéronef et notamment de son ensemble propulsif contre le givre. Dans le cadre de la présente invention, on entend par « protection contre le givre » le fait de réaliser un dégivrage lorsque du givre est formé et/ou d’empêcher l’apparition de givre.
Par le document FR2886674, on connaît un système pour le dégivrage du bord d'attaque d'un capot d'entrée d'air d’un turbomoteur d’aéronef. Le bord d'attaque est creux et délimite une chambre annulaire fermée par une cloison interne. Le système de dégivrage de type pneumatique comporte une conduite d'alimentation en air chaud sous pression, apte à être raccordée, à son extrémité arrière opposée au bord d'attaque, à un circuit d'air chaud sous pression prélevant de l’air sur le moteur et, à son extrémité avant vers le bord d'attaque, à un injecteur injectant l’air chaud sous pression dans la chambre annulaire du bord d'attaque. La conduite d'alimentation traverse un caisson du capot d'entrée d'air et une enveloppe de protection interne est disposée dans le caisson pour délimiter un volume d'isolation enfermant ladite conduite d'alimentation.
Ce système prélève donc de l’air chaud (par exemple de l’ordre de 500°C) sur le moteur de l’aéronef, pour l’injecter dans la chambre annulaire qui est située derrière la lèvre de la nacelle du moteur.
Il est donc nécessaire de prévoir des moyens de protection thermique, et notamment ladite enveloppe de protection interne, pour protéger thermiquement les structures environnantes du capot d’entrée d’air contre la chaleur générée par l’air chaud utilisé.
Toutefois, ces moyens de protection thermique sont lourds, ce qui est pénalisant pour le système de protection contre le givre.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Pour ce faire, elle concerne un système de protection contre le givre pour un aéronef.
Selon l’invention, le système de protection contre le givre comporte :
- au moins une prise d’air configurée pour prélever de l’air et destinée à prélever de l’air froid. Dans le cadre de la présente invention, on considère que l’air est froid si sa température est inférieure à 200°C ;
- au moins une première conduite configurée pour amener l’air prélevé par la prise d’air à au moins un dispositif de chauffage électrique ;
- le dispositif de chauffage électrique configuré pour chauffer l’air prélevé et reçu via la première conduite ; et
- au moins une seconde conduite pour amener l’air prélevé et chauffé par le dispositif de chauffage électrique, à une zone de protection contre le givre.
Ainsi, grâce à l’invention, on obtient un système de protection contre le givre de type électropneumatique, avec un dispositif de chauffage (de type électrique) pour chauffer l’air utilisé et des conduites (de type pneumatique) pour acheminer l’air. Comme ce système utilise de l’air froid qui est chauffé à une température (maximale de l’ordre de 200°C) très inférieure à celle d’un système de dégivrage pneumatique usuel, tel que celui précité, il n’est pas nécessaire de prévoir de moyens de protection thermique, ce qui permet de remédier à l’inconvénient précité.
Dans un mode de réalisation particulier, le système de protection contre le givre comporte au moins un clapet mobile apte à être commandé et configuré pour réguler le flux d’air s’écoulant de la prise d’air au dispositif de chauffage électrique, lorsqu’il est commandé.
En outre, avantageusement :
- le dispositif de chauffage comporte plusieurs éléments de chauffage électriques, montés en série et/ou en parallèle ; et/ou
- le système comporte au moins un compresseur associé au dispositif de chauffage électrique (notamment si le débit de captation de l’air n’est pas suffisant pour atteindre le débit d’air nécessaire à l’opération de dégivrage ou d’antigivrage).
La prise d’air peut être réalisée de différentes manières. Dans un premier mode de réalisation, la prise d’air est de type NACA, tandis que dans un second mode de réalisation, la prise d’air est de type Pitot.
Dans un mode de réalisation particulier, le système de protection contre le givre comporte une pluralité de prises d’air liées chacune, via une première conduite, au dispositif de chauffage électrique.
La présente invention concerne également un ensemble propulsif pour aéronef, comportant au moins un moteur et une nacelle.
Selon l’invention, ledit ensemble propulsif comporte au moins un système de protection contre le givre, tel que celui précité.
Avantageusement, la prise d’air du système de protection contre le givre d’air est agencée dans l’une des zones suivantes, à l’intérieur de la nacelle de l’ensemble propulsif :
- dans une aube de redresseur d’un compresseur du moteur (OGV pour « Outlet Guide Vane » en anglais) ;
- en aval d’un compresseur du moteur, dans le sens d’écoulement de l’air dans l’ensemble propulsif ;
- au niveau d’une bifurcation sur un moteur à double flux ;
- au niveau d’une zone dite « core » précisée ci-dessous.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, la prise d’air est agencée sur une face externe de la nacelle de l’ensemble propulsif. Avantageusement, dans ce cas, la prise d’air est agencée à une position angulaire donnée de la nacelle de l’ensemble propulsif.
Par ailleurs, de façon avantageuse, le dispositif de chauffage électrique est agencé dans l’une des zones suivantes, à l’intérieur de la nacelle de l’ensemble propulsif :
- sur un élément structurel de la nacelle autour d’un carter d’une soufflante du moteur ;
- sur un carter d’une soufflante du moteur ;
- sur un élément structurel du moteur.
La présente invention concerne, en outre, un aéronef, en particulier un avion de transport.
Selon l’invention, ledit aéronef comporte au moins un ensemble propulsif et/ou au moins un système de protection contre le givre, tels que ceux précités.
Avantageusement, le système de protection contre le givre comporte une pluralité de prises d’air qui sont agencées par rapport à la nacelle de l’ensemble propulsif, pour optimiser la protection contre le givre en fonction de phases de vol de l’aéronef et de températures d’air prélevé.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, la seconde conduite du système de protection contre le givre est configurée pour amener l’air à l’intérieur d’un bord d’attaque d’une surface aérodynamique de l’aéronef.
Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue schématique partielle, en coupe longitudinale, d’une partie d’un ensemble propulsif pourvu d’une nacelle, qui comporte un système de protection contre le givre selon un premier mode de réalisation.
La figure 2 est une vue latérale d’un aéronef, auquel peut être appliquée la présente invention.
La figure 3 est une vue schématique, en perspective, d’un premier mode de réalisation d’une prise d’air du système de protection contre le givre.
La figure 4 est une vue schématique, en perspective, d’un second mode de réalisation d’une prise d’air du système de protection contre le givre.
La figure 5 est une vue schématique, en perspective, d’un tronçon d’une aube de redresseur d’un ensemble propulsif, pourvue d’une prise d’air et d’une conduite intégrée.
La figure 6 est une vue schématique partielle, en coupe longitudinale, d’une partie d’un ensemble propulsif pourvu d’une nacelle, qui comporte un système de protection contre le givre selon un deuxième mode de réalisation.
La figure 7 est une vue schématique partielle, en coupe transversale, de l’ensemble propulsif de la figure 6.
La figure 8 est une vue schématique partielle, en coupe longitudinale, d’une partie d’un ensemble propulsif pourvu d’une nacelle, qui comporte un système de protection contre le givre selon un troisième mode de réalisation.
La figure 9 est une vue schématique partielle, en coupe transversale, de l’ensemble propulsif de la figure 8.
La figure 10 est une vue schématique partielle, en coupe longitudinale, d’une partie d’un ensemble propulsif pourvu d’une nacelle, qui comporte un système de protection contre le givre selon un quatrième mode de réalisation.
Le système 1 représenté schématiquement dans un mode de réalisation particulier sur la figure 1 est un système de protection contre le givre pour un aéronef AC (figure 2), par exemple un avion de transport.
Dans une application préférée précisée ci-dessous, le système 1 est monté sur un ensemble propulsif 2 de l’aéronef AC. Sur la figure 2, on a représenté l’aéronef AC qui comprend un fuselage 3, deux ailes 4 disposées de part et d’autre du fuselage 3, et des ensembles propulsifs 2 fixés sous les ailes 4. Chaque ensemble propulsif 2 comprend une nacelle 5 pourvue d’une lèvre 6 d’entrée d’air et un moteur 7 usuel, positionné à l’intérieur de la nacelle 5.
Comme représenté sur la figure 1, la nacelle 5 de l’ensemble propulsif 2 qui représente un carénage entourant le moteur 7, notamment une turbomachine, comprend généralement un panneau externe 8, un panneau interne 9 et la lèvre 6 d’entrée d’air. Les deux panneaux 8 et 9 sont généralement coaxiaux à un axe longitudinal L de l’ensemble propulsif 2 et forment un espace entre elles. La lèvre 6 joint les deux panneaux 8 et 9 Le panneau externe 9 (AIOS pour « Air Inlet Outer Structure » en anglais) forme un capot externe de la nacelle 5 et la lèvre 6 forme un bord d’attaque de la nacelle 5.
La lèvre 6 est pourvue d’un espace annulaire 10 qui est fermé par une cloison interne 11. La cloison interne 11 sépare l’espace annulaire 10 du reste de l’espace formé entre les deux panneaux 8 et 9.
Sur la figure 1, on a représenté l’axe longitudinal L de l’ensemble propulsif 2. De plus, une flèche E indique un sens d’écoulement d’air dans la veine de la nacelle 5 définissant un sens dit « aval » (dirigé selon l’axe longitudinal). Le sens opposé à celui de la flèche E définit un sens dit « amont » par rapport à l’ensemble propulsif 2 et à sa nacelle 5. Dans la suite de la description, les adjectifs « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de la flèche E.
Par ailleurs, on définit également des adjectifs « interne » et « externe » en référence à l’axe longitudinal L, et par rapport au sens d’une flèche F (figure 1) qui est dirigée radialement en s’écartant de l’axe longitudinal L. L’adjectif « externe » est défini selon le sens de la flèche F, c’est-à-dire en s’écartant de l’axe longitudinal L, et l’adjectif « interne » est défini selon le sens opposé à celui de la flèche F, c’est-à-dire en s’approchant de l’axe longitudinal L.
Le système 1 comporte, comme représenté sur la figure 1 :
- au moins une prise d’air 13 configurée pour prélever de l’air, comme illustré par une flèche E1. Cette prise d’air 13 est positionnée pour prélever de l’air froid, comme précisé ci-après ;
- au moins une conduite 14 configurée pour amener l’air prélevé par la prise d’air 13 à au moins un dispositif de chauffage électrique 15, comme illustré par une flèche E2 ;
- le dispositif de chauffage électrique 15 qui est configuré pour chauffer l’air froid prélevé et reçu via la conduite 14. De préférence, le dispositif chauffage électrique 15 est configuré pour chauffer l’air à une température comprise entre 70°C et 200°C ; et
- au moins une conduite 16 pour amener l’air prélevé et chauffé par le dispositif de chauffage électrique 15, à une zone Z à protéger contre le givre, comme illustré par une flèche E3, via un élément de distribution d’air 17 prévu à l’extrémité libre (de sortie de l’air) de la conduite 16.
L’élément de distribution d’air 17 peut correspondre à un tuyau de distribution ou à un anneau creux de distribution pourvu d’ouvertures (« O ring » en anglais). Il peut également s’agir simplement de l’extrémité de sortie d’air de la conduite 16 qui débouche alors directement dans un espace à réchauffer de la zone Z à protéger, par exemple dans l’espace annulaire 10 de la lèvre 6.
Dans un mode de réalisation préféré, le système 1 comporte une pluralité de prises d’air 13, par exemple deux à dix prises d’air 13, dont chacune est liée, via une conduite 14, au dispositif de chauffage électrique 15.
On obtient ainsi un système 1 (de protection contre le givre) de type électropneumatique, avec un dispositif chauffage électrique 15 pour chauffer l’air utilisé et des conduites 14 et 16 pour acheminer cet air. Comme ledit système 1 utilise de l’air froid qui est chauffé à une température (maximale de l’ordre de 200°C) très inférieure à celle d’un système de dégivrage pneumatique usuel, il permet de remédier aux inconvénients d’un tel système, notamment en termes de masse et de coût, par exemple en pouvant utiliser des conduites 14 et 16 moins lourdes et une lèvre 6 ou un autre élément à protéger, qui est réalisé en matériau moins coûteux et moins lourd tel que du matériau composite par exemple. De plus, comme le dispositif chauffage électrique 15 peut être agencé à distance de la zone Z à protéger, il peut être installé à un endroit où il ne présente pas d’inconvénients d’intégration et de réparation (ou de maintenance).
Chacune des prises d’air 13 dynamiques du système 1, destinée à prélever de l’air froid, peut être réalisée de différentes manières.
Dans un premier mode de réalisation, représenté sur la figure 3, la prise d’air 13 comprend une entrée d’air 18 de type NACA (pour « National Advisory Committee for Aeronautics » en anglais). De façon usuelle, une entrée d’air 18 de type NACA comprend une ouverture 19 de forme sensiblement rectangulaire qui débouche en amont sur une rampe d’accès 20 à faible pente, délimitée par deux parois latérales 21 et 22. L’écoulement d’air pour pénétrer dans l’entrée d’air 18 est illustré par des flèches E1 sur la figure 3.
En outre, dans un second mode de réalisation, représenté sur la figure 4, la prise d’air 13 comprend une entrée d’air 23 dite de type Pitot. Cette entrée d’air 23 comprend un conduit 24 en forme de coude, similaire à l’entrée d’air d’un tube de Pitot. Ce conduit 24, qui est saillant par rapport à une surface 25 qu’il traverse, est pourvu en amont d’une ouverture 26 pour l’entrée d’air, par exemple en forme de cercle ou de demi-cercle. L’écoulement d’air pour pénétrer dans l’entrée d’air 23 est illustré par une flèche E1 sur la figure 4.
Bien entendu, d’autres types de prises d’air peuvent être utilisés dans le cadre de la présente invention. Comme indiqué ci-dessus, dans un mode de réalisation préféré, le système 1 comporte, notamment pour des raisons d’efficacité, une pluralité de prises d’air 13 liées chacune, via une conduite 14, au dispositif de chauffage électrique 15. Le système 1 peut également comporter des prises d’air de types différents. La connexion au dispositif de chauffage électrique 15 ou à un compresseur (précisé ci-dessous) peut être réalisée directement ou via un collecteur.
Dans le cadre de la présente invention, le dispositif de chauffage électrique 15, destiné à chauffer l’air froid en étant alimenté de façon électrique, peut être réalisé de différentes manières usuelles. Le dispositif de chauffage électrique 15 est alimenté en électricité par une alimentation électrique usuelle (non représentée), qui peut correspondre à une alimentation électrique déjà présente sur l’aéronef AC et notamment sur l’ensemble propulsif 2 ou bien à une alimentation électrique dédiée au système 1.
Dans un mode de réalisation préféré, en particulier pour augmenter l’efficacité du chauffage, le dispositif de chauffage électrique 15 comporte plusieurs éléments de chauffage 27 électriques individuels, comme représenté par exemple sur la figure 1. Chaque élément de chauffage 27 est alimenté électriquement et est apte à chauffer l’air, en générant de la chaleur par effet Joule.
Dans une première réalisation, les éléments de chauffage 27 sont montés en série, comme dans les exemples des figures 1 et 6. En outre, dans une seconde réalisation (non représentée), les éléments de chauffage électriques sont montés en parallèle. La multiplicité des éléments de chauffage 27 peut être utilisée afin d’optimiser le chauffage de l’air mais aussi afin de palier des problématiques de cas de pannes (approche à protection totale de type « fail-safe »).
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le système 1 comporte au moins un compresseur 28 associé au dispositif de chauffage électrique 27, comme représenté à titre d’illustration sur les figures 8 et 10. Ce compresseur 28 permet d’augmenter la pression de l’air prélevé, notamment si la pression dynamique dans le flux d’air dans lequel a été prélevé l’air froid (à chauffer) est réduite.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, le système 1 peut comporter au moins un clapet 29 mobile (figure 10) apte à être commandé. Le clapet 29 est configuré pour réguler, lorsqu’il est commandé, le flux d’air s’écoulant de la prise d’air 13 au dispositif de chauffage électrique 15.
Le clapet 29 peut être agencé dans la conduite 14, comme représenté sur la figure 10. Il peut également être agencé au niveau de la prise d’air 13 (par exemple à l’ouverture 19 de l’entrée d’air 18 de la figure 3 ou à l’ouverture 26 de l’entrée d’air 23 de la figure 4) ou au niveau du dispositif de chauffage électrique 15. D’autres moyens usuels pour réguler le flux d’air peuvent également être envisagés.
Comme indiqué ci-dessus, dans une application préférée, le système 1 est monté sur un ensemble propulsif 2 de l’aéronef AC et est destiné à chauffer la lèvre 6 d’entrée d’air de la nacelle 5.
Dans cette application préférée, le système 1 peut être réalisé de différentes manières. De plus, les composants du système 1 peuvent être agencés à différents endroits de l’ensemble propulsif 2, sans limitation de positionnement angulaire, à l’intérieur et/ou à l’extérieur de la nacelle 5. Toutefois, les composants du système 1 sont agencés à l’extérieur d’une zone ZR de déformation possible de la nacelle 5 lors du fonctionnement de l’ensemble propulsif 2. Cette zone ZR est localisée par un contour en trait mixte sur les figures 1, 8 et 10.
Dans cette application préférée, le dispositif de chauffage électrique 15 peut notamment être agencé dans l’une des zones suivantes, à l’intérieur de la nacelle 5 de l’ensemble propulsif 2 :
- autour d’un carter de la soufflante 30 (figures 7 et 9) du moteur 7 ;
- sur un carter de la soufflante 30 du moteur 7 ;
- sur un élément structurel adjacent (par exemple une structure de l’entrée d’air).
Sur les figures 1, 6, 8 et 10, le dispositif de chauffage électrique 15 est représenté à l’intérieur de la nacelle 5 de l’ensemble propulsif 2.
On présente ci-après, à titre d’illustration non limitative, différents modes de réalisation possibles pour l’application préférée du système 1, relative à la protection contre le givre de la lèvre 6 d’entrée d’air de la nacelle 5.
Dans un premier mode de réalisation représenté sur les figures 1 et 5, la ou les prises d’air 13 du système 1 sont agencées dans une aube (de redresseur) 31 (OGV pour « Outlet Guide Vane » en anglais) d’un compresseur 32 du moteur 7.
De façon usuelle, et pas décrit davantage ci-dessous, le compresseur 32 du moteur 7, en l’occurrence une turbomachine, comporte une suite d’étages de compression axiaux disposés en série. Chacun des étages de compression comprend une roue à aubes mobile (ou rotor) et un stator à aubes 31 (ou redresseur).
Plus précisément, dans ce premier mode de réalisation, la prise d’air 13 correspond à une ouverture 33 pratiquée dans la face amont (ou bord d’attaque 34) de l’aube 31 considérée. Dans cet exemple, la conduite 14 est intégrée dans l’espace interne 35 de l’aube 31, comme représenté sur la figure 5. En variante (non représentée), la conduite pour acheminer l’air prélevée via l’ouverture 33 peut correspondre à tout l’espace interne 35 de l’aube 31.
En outre, dans un deuxième mode de réalisation représenté sur les figures 6 et 7, la ou les prises d’air 13 du système 1 sont agencées en aval d’un compresseur 32 du moteur 7, dans le sens E d’écoulement de l’air dans l’ensemble propulsif 2.
Dans ce deuxième mode de réalisation, le système 1 comporte, comme représenté sur la figure 7, une pluralité de prises d’air 13 agencées dans une extrémité basse 5A de la nacelle 5. Ces prises d’air 13 peuvent notamment être de type Pitot, comme représenté sur la figure 6, ou de type NACA. En variante (non représentée), ces prises d’air 13 peuvent également être agencées dans une extrémité haute 5B de la nacelle 5.
Les prises d’air dynamiques (Pitot, NACA ou autre) peuvent être positionnées à l’intérieur et/ou à l’extérieur de la nacelle 5 afin de proposer une optimisation du fonctionnement du système 1 en fonction des phases de vol (roulage, décollage, croisière, atterrissage, etc.) de l’aéronef et des températures d’air prélevé.
En variante (non représentée) de ce deuxième mode de réalisation, la ou les prises d’air du système 1 peuvent également être agencées en amont d’un compresseur 32 du moteur 7, dans le sens E d’écoulement de l’air dans l’ensemble propulsif 2, ou longitudinalement au niveau dudit compresseur 32.
En outre, dans un troisième mode de réalisation représenté sur les figures 8 et 9, la ou les prises d’air 13 du système 1 sont agencées sur une face externe 36 de la nacelle 5 de l’ensemble propulsif 2, et plus particulièrement du panneau externe 9 de la nacelle 5. Dans ce troisième mode de réalisation, le système 1 comporte une pluralité de prises d’air 13 (représentées en tirets sur la figure 9) qui sont agencées de manière préférentielle dans la moitié inférieure de la nacelle 5, (lorsqu’elle est montée sous une aile de l’aéronef), c’est-à-dire sous une direction Y qui forme avec l’axe longitudinal L un plan sensiblement horizontal, comme représenté sur la figure 9. Ceci permet d’éviter une ingestion de produit de dégivrage par les prises d’air 13 lors d’une opération de dégivrage de l’aéronef au sol, notamment lors de phases de roulage, de décollage et d’atterrissage. De préférence, ces prises d’air 13 sont de type NACA, telles que celle représentée sur la figure 3. Sur cette figure 9, on a également représenté une direction Z orthogonale à la direction Y et à l’axe longitudinal L, ainsi qu’une flèche H indiquant un sens vers le haut.
En outre, dans un quatrième mode de réalisation représenté sur la figure 10, la ou les prises d’air 13 du système 1 sont agencées au niveau d’une bifurcation 37 sur un moteur 7 à double flux.
Dans un cinquième mode de réalisation (non représenté), la ou les prises d’air du système 1 sont positionnées dans la zone dite « core » de l’ensemble propulsif, à savoir la zone comprise entre le moteur7 et le capot interne de la nacelle 5 (IFS pour « Inner Fixed Structure » en anglais) afin de prélever de l’air chaud (200°C à 300°C) dans l’optique de soulager et d’optimiser le fonctionnement des dispositifs de chauffage. Cette configuration demandera l’utilisation d’un compresseur car la vitesse de l’air dans cette zone est très faible.
Le système 1, tel que décrit ci-dessus, peut être utilisé dans de nombreuses applications.
Dans l’application préférée, telle que décrite ci-dessus, le système 1 est destiné à protéger un ensemble propulsif 2, et notamment la lèvre 6 d’entrée d’air de la nacelle 5. Dans ce cas, on réalise un prélèvement d’air dynamique dans la veine froide, dans la zone « core » ou éventuellement sur la surface externe 36 de la nacelle 5 pour l’amener au dispositif de chauffage 15 puis l’envoyer dans la lèvre 6 de l’entrée d’air, afin de dégivrer la zone non acoustique et la zone acoustique de l’entrée d’air. Le système 1 réalise le dégivrage avec de l’air chaud compris entre 70°C et 200°C. Il permet donc d’utiliser une entrée d’air réalisée entièrement avec des matériaux organiques usuels de classe 180° (thermodures ou thermoplastiques), des aluminiums présentant des tenues en température inférieures à celles d’aluminiums utilisés dans l’état de l’art, et des conduites 14 et 16 en matériau composite (thermoplastique par exemple).
En outre, dans une autre application, le système 1 est destiné à protéger un bord d’attaque d’une surface aérodynamique de l’aéronef, par exemple une aile de l’aéronef ou toute autre surface aérodynamique telle qu’un empennage vertical ou un empennage horizontal par exemple. A titre d’illustration, l’un des systèmes 1 représentés sur la figure 2 est destiné à protéger le bord d’attaque 4A d’une aile 4 de l’aéronef AC. Dans cet exemple, la conduite de transport de l’air chauffé (du système 1) est donc agencée pour amener l’air à l’intérieur du bord d’attaque 4A de l’aile 4.
Le système 1 est donc un système électropneumatique de dégivrage et/ou d’antigivrage, notamment d’une entrée d’air d’un ensemble propulsif 2 ou d’un bord d’attaque d’une surface aérodynamique telle qu’une aile 4 d’un aéronef AC. Le principe de fonctionnement est le suivant : on prélève de l’air froid (à l’aide d’une ou plusieurs prises d’air 13), on réchauffe cet air froid (à l’aide du dispositif de chauffage électrique 15), puis on injecte l’air chauffé (via une ou plusieurs conduites 16) dans un corps creux pour réchauffer ce dernier.
Le système 1, tel que décrit ci-dessus, présente de nombreux avantages. En particulier :
- il ne nécessite plus de prélèvement d’air sur le compresseur du moteur (ce qui génère un gain de performance) ;
- le prélèvement d’air est réalisé dans la veine froide (avec un fonctionnement possible à l’arrêt au sol) et/ou à l’extérieur de la nacelle (permettant d’augmenter le débit en vol si besoin) ;
- la température de l’air chauffé (inférieure ou égale à 200°C) est telle qu’elle permet d’utiliser des aluminiums et des matériaux composites organiques usuels pour la lèvre (pour une zone non acoustique et une zone acoustique) ou l’élément à protéger, ce qui génère un gain de masse et de coût ;
- il est adapté à une lèvre composite intégrant une zone acoustique ;
- il permet la suppression d’un système de tuyaux métalliques à double peau, au profit de conduites en matériau composite, ce qui génère un gain de masse et de coût ; et
- il est applicable à des moteurs hybrides ou électriques (ne prélevant plus d’air sur le compresseur du moteur).

Claims (16)

  1. Système de protection contre le givre pour un aéronef,
    caractérisé en ce qu’il comporte :
    - au moins une prise d’air (13) configurée pour prélever de l’air et destinée à prélever de l’air froid ;
    - au moins une première conduite (14) configurée pour amener l’air prélevé par la prise d’air (13) à au moins un dispositif de chauffage électrique (15) ;
    - le dispositif de chauffage électrique (15) configuré pour chauffer l’air prélevé et reçu via la première conduite (14) ; et
    - au moins une seconde conduite (16) pour amener l’air prélevé et chauffé par le dispositif de chauffage électrique (15), à une zone (Z) à protéger contre le givre.
  2. Système selon la revendication 1,
    caractérisé en ce qu’il comporte au moins un clapet (29) mobile apte à être commandé et configuré pour réguler le flux d’air s’écoulant de la prise d’air (13) au dispositif de chauffage électrique (15), lorsqu’il est commandé.
  3. Système selon l’une des revendications 1 et 2,
    caractérisé en ce que le dispositif de chauffage électrique (15) comporte plusieurs éléments de chauffage électriques (27).
  4. Système selon l’une des revendications 1 à 3,
    caractérisé en ce qu’il comporte au moins un compresseur (28) associé au dispositif de chauffage électrique (15).
  5. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 4,
    caractérisé en ce que la prise d’air (13) est de type NACA (18).
  6. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 4,
    caractérisé en ce que la prise d’air (13) est de type Pitot (23).
  7. Système selon l’une quelconque des revendications précédentes,
    caractérisé en ce qu’il comporte une pluralité de prises d’air (13), liée chacune via une première conduite (14) au dispositif de chauffage électrique (15).
  8. Ensemble propulsif pour aéronef, comportant au moins un moteur et une nacelle,
    caractérisé en ce qu’il comporte au moins un système (1) de protection contre le givre selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.
  9. Ensemble propulsif selon la revendication 8,
    caractérisé en ce que la prise d’air (13) du système (1) de protection contre le givre est agencée dans l’une des zones suivantes, à l’intérieur de la nacelle (5) de l’ensemble propulsif (2) :
    - dans une aube de redresseur (31) d’un compresseur (32) du moteur (7) ;
    - en aval d’un compresseur (32) du moteur (7), dans le sens (E) d’écoulement de l’air dans l’ensemble propulsif (2) ;
    - au niveau d’une bifurcation (37) sur un moteur (7) à double flux ;
    - au niveau d’une zone dite core.
  10. Ensemble propulsif selon l’une des revendications 8 et 9,
    caractérisé en ce que la prise d’air (13) est agencée sur une face externe (36) de la nacelle (5) de l’ensemble propulsif (2).
  11. Ensemble propulsif selon la revendication 10,
    caractérisé en ce que la prise d’air (13) est agencée à une position angulaire donnée de la nacelle (5) de l’ensemble propulsif (2).
  12. Ensemble propulsif selon l’une des revendications 8 à 11,
    caractérisé en ce que le dispositif de chauffage électrique (15) est agencé dans l’une des zones suivantes, à l’intérieur de la nacelle (5) de l’ensemble propulsif (2) :
    - sur un élément structurel de la nacelle (5) autour d’un carter d’une soufflante (30) du moteur (7) ;
    - sur un carter d’une soufflante (30) du moteur (7) ;
    - sur un élément structurel du moteur (7).
  13. Aéronef,
    caractérisé en ce qu’il comporte au moins un ensemble propulsif (2) selon l’une quelconque des revendications 8 à 12.
  14. Aéronef selon la revendication 13,
    caractérisé en ce que le système (1) de protection contre le givre comporte une pluralité de prises d’air (13) qui sont agencées par rapport à la nacelle (5) de l’ensemble propulsif (2), pour optimiser la protection contre le givre en fonction de phases de vol de l’aéronef et de températures d’air prélevé.
  15. Aéronef,
    caractérisé en ce qu’il comporte au moins un système (1) de protection contre le givre selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.
  16. Aéronef selon la revendication 15,
    caractérisé en ce que la seconde conduite du système (1) de protection contre le givre est configurée pour amener l’air à l’intérieur d’un bord d’attaque (4A) d’une surface aérodynamique (4) de l’aéronef (AC).
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5114100A (en) * 1989-12-29 1992-05-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
FR2886674A1 (fr) 2005-06-07 2006-12-08 Airbus France Sas Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur
US10294822B2 (en) * 2012-03-02 2019-05-21 Aircelle Turbine engine nacelle fitted with a heat exchanger
EP3587270A1 (fr) * 2018-06-22 2020-01-01 Coflow Jet, LLC Systèmes de fluide empêchant la formation de glace

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5114100A (en) * 1989-12-29 1992-05-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
FR2886674A1 (fr) 2005-06-07 2006-12-08 Airbus France Sas Systeme pour le degivrage du bord d'attaque d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur
US10294822B2 (en) * 2012-03-02 2019-05-21 Aircelle Turbine engine nacelle fitted with a heat exchanger
EP3587270A1 (fr) * 2018-06-22 2020-01-01 Coflow Jet, LLC Systèmes de fluide empêchant la formation de glace

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