FR3130761A1 - Gestion de carburant d’aéronef - Google Patents
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Abstract
Un procédé 2090 de détermination d’au moins une caractéristique de carburant d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz d’un aéronef comprend la réalisation 2092 d’un changement de fonctionnement, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé d’un système de propulsion dont fait partie le moteur à turbine à gaz, et étant agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, la détection 2094 d’une réponse au changement de fonctionnement ; et la détermination 2096 de l’au moins une caractéristique de carburant sur la base de la réponse au changement de fonctionnement. Figure 7
Description
La présente divulgation se rapporte à des systèmes de propulsion d’aéronefs et à des procédés de fonctionnement d’aéronefs impliquant des adaptations pour les carburants ayant des caractéristiques différentes, et à des procédés de détermination de caractéristiques pertinentes de carburant de manière à permettre la mise en œuvre de tels procédés.
L’industrie aéronautique s’attend à ce que la tendance soit à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène généralement utilisés à l’heure actuelle. Ces carburants peuvent avoir des caractéristiques de carburant différentes, par exemple avoir l’une et/ou l’autre parmi une teneur en composés aromatiques et une teneur en soufre plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base de pétrole.
Ainsi, il est nécessaire de tenir compte des propriétés de carburant à la lumière de la possibilité accrue de variation, et d’adapter la commande et la gestion des systèmes de propulsion d’aéronefs et des alimentations en carburant à ces nouveaux carburants.
Selon un premier aspect, il est prévu un procédé de commande d’un système de propulsion d’un aéronef, le système de propulsion comprenant : un moteur à turbine à gaz agencé pour être alimenté par un carburant ; et au moins une aube directrice d’entrée orientable (VIGV). Le procédé comprend :
l’obtention d’au moins une caractéristique de carburant du carburant fourni au moteur à turbine à gaz ; et
la réalisation d’un changement de programmation de l’au moins une VIGV sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant obtenue.
L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre au moins l’un parmi :
- le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ;
- la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ;
- la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ;
- le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ;
- la présence ou le pourcentage d’une espèce traceur ou d’un élément de trace dans le carburant (par exemple, une substance de trace intrinsèquement présente dans le carburant qui peut varier d’un carburant à l’autre et donc être utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance ajoutée délibérément pour agir en tant que traceur) ;
- le rapport hydrogène sur carbone du carburant ;
- la distribution d’hydrocarbures du carburant ;
- le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles lors de la combustion (par exemple lors de la combustion pour une conception de chambre de combustion donnée, dans une condition de fonctionnement donnée) ;
- la teneur en naphtalène du carburant ;
- la teneur en soufre du carburant ;
- la teneur en cycloparaffines du carburant ;
- la teneur en oxygène du carburant ;
- la stabilité thermique du carburant ;
- le niveau de cokéfaction du carburant ;
- une indication que le carburant est un carburant fossile ; et
- au moins l’un parmi la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique et la capacité calorifique.
L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pouvoir calorifique du carburant.
L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une capacité calorifique du carburant.
L’étape de réalisation d’un changement de programmation de l’au moins une VIGV peut comprendre le déplacement d’au moins une VIGV.
L’étape de réalisation d’un changement de programmation de l’au moins une VIGV peut comprendre la prévention ou l’annulation d’un mouvement prévu d’au moins une VIGV. Par exemple, une étape de fermeture d’une VIGV normalement effectuée avec un certain carburant, tel que le Jet A largement utilisé, à un certain point de l’enveloppe de vol peut être annulée si le carburant en cours d’utilisation a un pouvoir calorifique supérieur à celui du Jet A.
Le système de propulsion peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant séparés fluidiquement contenant des carburants différents de sorte que le carburant fourni au moteur à turbine à gaz puisse être changé en vol.
Dans de tels cas, l’étape d’obtention de l’au moins une caractéristique de carburant du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut comprendre la détermination d’un carburant ou d’un mélange de carburants actuel fourni au moteur à turbine à gaz et l’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques pour ce carburant.
L’étape d’obtention de l’au moins une caractéristique de carburant peut être répétée :
(i) à intervalles réguliers ;
(ii) à chaque fois que le carburant ou le mélange de carburants fourni au moteur à turbine à gaz est changé ; ou
(iii) avant chaque changement de programmation de VIGV.
L’étape d’obtention de l’au moins une caractéristique de carburant peut comprendre au moins l’une parmi :
(i) la détection de l’au moins une caractéristique de carburant, par exemple par des procédés de détection physique et/ou chimique, ou la détection de paramètres à partir desquels la caractéristique de carburant peut être dérivée ; et
(ii) la récupération d’au moins une caractéristique de carburant, ou des données à partir desquelles au moins une caractéristique de carburant peut être calculée, d’un stockage de données.
L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pouvoir calorifique du carburant - dans de tels cas, l’étape de réalisation d’un changement de programmation de VIGV peut comprendre l’ouverture de l’au moins une VIGV au décollage de 1% de sa plage pour chaque augmentation de 1% du pouvoir calorifique du carburant.
Un changement linéaire ou quasi-linéaire de l’angle de VIGV peut donc être réalisé avec un changement de pouvoir calorifique.
L’au moins une VIGV peut avoir une plage de rotation complète de 40°.
L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une capacité calorifique du carburant - dans de tels cas, l’étape de réalisation d’un changement de programmation de VIGV peut comprendre l’ouverture de l’au moins une VIGV au décollage de 0,5% de sa plage pour une augmentation de 30% de la capacité calorifique du carburant. Un changement linéaire ou quasi-linéaire de l’angle de VIGV peut être réalisé avec la capacité calorifique.
L’ouverture de l’au moins une VIGV de 0,5% de sa plage pour un changement de 30% de la capacité calorifique du carburant peut être effectuée seulement jusqu’à une ouverture supplémentaire maximale de 5% de la plage complète de mouvement de VIGV. L’au moins une VIGV peut avoir une plage de rotation complète de 40°.
Selon un deuxième aspect, il est prévu un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant :
un moteur à turbine à gaz agencé pour être alimenté par un carburant et comprenant :
un compresseur ; et
au moins une aube directrice d’entrée orientable - VIGV - à travers laquelle/par laquelle passe le flux d’air dans le compresseur ;
et
un dispositif de gestion de programmation de VIGV agencé pour :
obtenir au moins une caractéristique de carburant du carburant fourni au moteur à turbine à gaz ; et
réaliser un changement de programmation de l’au moins une VIGV sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant obtenue.
L’au moins une caractéristique de carburant obtenue peut être ou comprendre un pouvoir calorifique du carburant.
Le système de propulsion peut comprendre en outre au moins deux réservoirs de carburant contenant des carburants différents de sorte que le carburant fourni au moteur à turbine à gaz puisse être changé en vol. Dans de tels cas, le dispositif de gestion de programmation de VIGV peut être agencé pour obtenir au moins une caractéristique du carburant actuellement fourni au moteur à turbine à gaz :
(i) à intervalles réguliers ;
(ii) à chaque fois que le carburant ou le mélange de carburants fourni au moteur à turbine à gaz est changé ; et/ou
(iii) avant chaque changement de programmation de VIGV.
Le système de propulsion peut être agencé pour effectuer le procédé du premier aspect.
Selon un troisième aspect, il est prévu un procédé de détermination d’au moins une caractéristique de carburant d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le moteur à turbine à gaz faisant partie d’un système de propulsion de l’aéronef. Le procédé comprend :
la réalisation d’un changement de fonctionnement pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion ;
la détection d’une réponse au changement de fonctionnement ; et
la détermination de l’au moins une caractéristique de carburant sur la base de la réponse au changement de fonctionnement.
Le système de propulsion peut donc être utilisé pour « réaliser une expérience » pour tester le carburant, permettant ainsi de déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base de la réponse du moteur à turbine à gaz à l’expérience.
Tout composant approprié pouvant être commandé du système de propulsion peut être utilisé pour entraîner le changement de fonctionnement. Par exemple :
- le système de propulsion peut comprendre un système de gestion thermique. L’étape de réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre l’utilisation de ou consister à utiliser le système de gestion thermique pour changer la température du carburant entrant dans une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz, par exemple en ajustant les débits à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur ;
- le système de propulsion peut comprendre un système de gestion de carburant. L’étape de réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre le changement de ou consister à changer le débit de carburant et/ou le mélange de carburants ; et/ou
- le système de propulsion peut comprendre une ou plusieurs Aubes Directrices d’Entrée Orientables (VIGV). L’étape de réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre le déplacement de ou consister à déplacer une ou plusieurs VIGV.
La réponse au changement de fonctionnement peut comprendre ou être constituée d’au moins l’un parmi :
- un changement de la puissance de sortie du moteur à turbine à gaz (par exemple, comme indiqué par une augmentation ou une diminution de la vitesse de l’arbre) ;
- un changement de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant ;
- un changement d’au moins une pression dans le moteur ; et/ou
- un changement d’au moins une température dans le moteur.
Le système de propulsion peut comprendre au moins une aube directrice d’entrée orientable (VIGV). L’étape de réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre le changement de ou consister à changer la programmation de VIGV, par exemple en déplaçant une VIGV, ou en réglant ou en annulant un mouvement planifié d’une VIGV.
La réponse au changement de fonctionnement de la programmation de VIGV peut comprendre ou être constituée d’au moins l’un parmi :
- un changement de la température de gaz à l’entrée d’une turbine du moteur à turbine à gaz (par exemple, la Température à l’Entrée du Rotor de la Turbine Haute Pression, T41) ;
- un changement de l’élévation de température à travers une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz (par exemple reflété par la relation entre T30-T41, T30 étant la Température à la Sortie du Compresseur Haute Pression) ; et
- un changement de la relation entre une pression totale à la sortie du compresseur - P30 - et une pression totale à l’entrée du rotor de la turbine - P41.
Le système de propulsion peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant. Dans de tels cas, l’étape de réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre ou consister en l’un et/ou l’autre de ce qui suit :
- le changement du réservoir dans lequel le carburant est prélevé ; et
- le changement du pourcentage de carburant prélevé dans un réservoir particulier (par exemple, le passage à un mélange de carburants différent).
Dans de tels cas, la réponse au changement de fonctionnement peut comprendre ou être constituée d’un ou plusieurs parmi :
- un changement de la puissance de sortie du moteur à turbine à gaz ;
- un changement de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant ;
- un changement de la formation de traînée de condensation ;
- un changement de la relation entre une température à la sortie du compresseur et une température à l’entrée du rotor de la turbine ;
- un changement de la relation entre une pression totale à la sortie du compresseur et une pression totale à l’entrée du rotor de la turbine.
Le système de propulsion peut comprendre au moins un échangeur de chaleur air-huile. Dans de tels cas, l’étape de réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre le changement d’au moins l’un du débit d’air et du débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile. La réponse au changement de fonctionnement peut comprendre un changement de pression dans un circuit de carburant du moteur à turbine à gaz ; par exemple à travers une section d’un tuyau constituant une partie de la voie d’écoulement de carburant, ou à travers une pompe, une tuyère ou analogue.
L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre au moins l’une des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus pour le premier aspect.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant déterminées produites par le procédé de cet aspect peuvent ensuite être utilisées pour commander le système de propulsion et/ou changer un profil de vol planifié pour un vol utilisant le carburant identifié, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déterminées.
Selon un quatrième aspect, il est prévu un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant :
un moteur à turbine à gaz ;
un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et
un dispositif de suivi de composition de carburant.
Le dispositif de suivi de composition de carburant est agencé pour :
recevoir des informations concernant un changement de fonctionnement, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion et agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz ;
recevoir des données correspondant à une réponse au changement de fonctionnement ; et
déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz sur la base de la réponse au changement de fonctionnement.
Le système de propulsion peut en outre comprendre un ou plusieurs capteurs agencés pour détecter une réponse au changement de fonctionnement. Le(s) capteur(s) peut/peuvent en outre être agencé(s) pour fournir des données concernant la réponse au dispositif de suivi de composition de carburant.
Le ou les plusieurs capteurs peuvent comprendre l’un et/ou l’autre parmi un capteur de temperature ; et un capteur de pression. De multiples capteurs de température et/ou de pression peuvent être fournis à différents emplacements.
Le système de propulsion peut en outre comprendre un ou plusieurs échangeurs de chaleur (par exemple un échangeur de chaleur air-huile, un échangeur de chaleur carburant-huile et/ou un échangeur de chaleur carburant-air, et éventuellement une pluralité d’un type d’échangeur de chaleur). Le changement de fonctionnement peut comprendre le changement d’au moins l’un parmi le débit d’air, le débit de carburant et le débit d’huile à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Le système de propulsion peut en outre comprendre un ou plusieurs capteurs de pression agencés pour détecter un changement de pression dans un circuit de carburant du moteur à turbine à gaz qui peut se produire en réponse à un tel changement de fonctionnement ; par exemple un changement de pression à travers une section d’un tuyau constituant une partie de la voie d’écoulement de carburant, ou à travers une pompe, une tuyère ou analogue. On comprendra que la détection d’une absence de changement de pression malgré un changement d’un ou plusieurs débits d’échange de chaleur lors du changement de carburant peut également être informative, et peut permettre de déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre :
un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre de noyau reliant la turbine au compresseur ; et
une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre de noyau.
Le système de propulsion peut en outre comprendre un dispositif d’ajustement de profil de vol agencé pour changer le profil de vol planifié sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant.
Le système de propulsion peut en outre comprendre un dispositif de commande de système de propulsion agencé pour ajuster la commande du système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant.
Le système de propulsion peut être agencé pour mettre en œuvre le procédé du troisième aspect.
Selon un cinquième aspect, il est prévu un procédé de détermination d’au moins une caractéristique de carburant d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz d’un aéronef. Le moteur à turbine à gaz fait partie d’un système de propulsion de l’aéronef et comprend :
une chambre de combustion agencée pour brûler le carburant et ayant une sortie, et où une température à la sortie de la chambre de combustion - T40 - est définie comme une température moyenne de flux à la sortie de la chambre de combustion dans des conditions de croisière ;
une turbine comprenant un rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite, et où une température à l’entrée du rotor de la turbine - T41 - est définie comme une température moyenne de flux au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine dans des conditions de croisière ; et
un compresseur ayant une sortie, où une température à la sortie du compresseur - T30 - est définie comme une température moyenne de flux à la sortie du compresseur dans des conditions de croisière.
Le procédé comprend :
le changement d’un carburant fourni au moteur à turbine à gaz ; et
la détermination de l’au moins une caractéristique de carburant du carburant sur la base d’un changement d’au moins l’une de T30, T40 et T41.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en termes de changement pour la ou chaque caractéristique de carburant par rapport au carburant précédent, et/ou en tant que valeurs absolues.
La détermination de l’au moins une caractéristique de carburant du carburant peut être basée sur un changement d’une relation entre T30 et l’une de T40 et T41. Au moins deux des températures peuvent donc être détectées et utilisées.
La relation entre les températures peut être une différence entre les températures. La différence entre T30 et l’une de T40 et T41 peut indiquer une élévation de température à travers la chambre de combustion.
Le système de propulsion peut comprendre au moins une aube directrice d’entrée orientable - VIGV.
Aucun changement de la position de VIGV ne peut être réalisé lors du changement de carburant, au moins jusqu’après la détermination de l’au moins une caractéristique de carburant du carburant (ou au moins jusqu’à la capture des données nécessaires à cette détermination à réaliser).
Le changement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz peut être effectué en croisière.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre de multiples compresseurs. Dans de tels exemples, la température à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la température à la sortie du compresseur à la plus haute pression.
Le compresseur peut comprendre au moins un rotor, chaque rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite. La température à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la température à la position axiale du bord de fuite du rotor le plus en arrière du compresseur.
Le procédé peut en outre comprendre la détection d’une réponse au changement de carburant.
L’au moins une caractéristique de carburant peut comprendre au moins l’une des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus pour le premier aspect.
Selon un sixième aspect, il est prévu un procédé de détermination d’au moins une caractéristique d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz d’un aéronef. Le moteur à turbine à gaz fait partie d’un système de propulsion de l’aéronef et comprend :
une chambre de combustion agencée pour brûler le carburant et ayant une sortie, et où une pression à la sortie de la chambre de combustion - P40 - est définie comme étant la pression totale à la sortie de la chambre de combustion dans des conditions de croisière ;
une turbine comprenant un rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite, et où une pression à l’entrée du rotor de la turbine - P41 - est définie comme étant la pression totale au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine dans des conditions de croisière ; et
un compresseur ayant une sortie, où une pression à la sortie du compresseur - P30 - est définie comme étant la pression totale à la sortie du compresseur dans des conditions de croisière.
Le procédé comprend :
le changement d’un carburant fourni au moteur à turbine à gaz ; et
la détermination de l’au moins une caractéristique de carburant du carburant sur la base d’un changement d’au moins l’une de P30, P40 et P41.
La détermination peut être effectuée en utilisant au moins deux des pressions, par exemple en évaluant un changement d’une relation entre P30 et l’une de P40 et P41.
La relation sélectionnée entre les pressions peut être un rapport de pression.
Toute caractéristique telle que décrite par rapport au cinquième aspect peut s’appliquer à ce sixième aspect et, dans certains cas, on peut utiliser les deux ensemble - en examinant à la fois les pressions et les températures afin de déterminer ou de vérifier une ou plusieurs caractéristiques de carburant.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre de multiples compresseurs. Dans de tels exemples, la pression à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la pression à la sortie du compresseur à la plus haute pression.
Le compresseur peut comprendre au moins un rotor, chaque rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite. La pression à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la pression à la position axiale du bord de fuite du rotor le plus en arrière du compresseur.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant déterminées produites par le procédé du cinquième ou sixième aspect peuvent ensuite être utilisées pour commander le système de propulsion et/ou changer un profil de vol planifié, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déterminées.
Selon un septième aspect, il est prévu un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant :
un moteur à turbine à gaz comprenant :
une chambre de combustion agencée pour brûler le carburant et ayant une sortie, et où une température à la sortie de la chambre de combustion - T40 - est définie comme une température moyenne de flux à la sortie de la chambre de combustion dans des conditions de croisière ;
une turbine comprenant un rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite, et où une température à l’entrée du rotor de la turbine - T41 - est définie comme une température moyenne de flux au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine dans des conditions de croisière ; et
un compresseur ayant une sortie, où une température à la sortie du compresseur - T30 - est définie comme une température moyenne de flux à la sortie du compresseur dans des conditions de croisière ;
un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ;
un dispositif de gestion de carburant agencé pour changer un carburant fourni au moteur à turbine à gaz ; et
un module de détermination de composition de carburant agencé pour :
recevoir des données correspondant à un changement d’au moins l’une de T30, T40 et T41 ; et
déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant sur la base du changement de l’au moins une température.
Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour recevoir des données correspondant à au moins deux des températures, et éventuellement à un changement d’une relation entre T30 et l’une de T40 et T41. La détermination peut être effectuée sur la base du changement de la relation entre les températures.
La relation entre les températures peut être une différence entre les températures, la différence indiquant une élévation de température à travers la chambre de combustion.
Le système de propulsion peut comprendre au moins deux réservoirs de carburant.
Le système de propulsion peut en outre comprendre au moins un capteur agencé pour fournir des données correspondant à une ou plusieurs parmi T30, T40 et T41.
Le système de propulsion peut être agencé pour effectuer le procédé du cinquième et/ou du sixième aspect.
Selon un huitième aspect, il est prévu un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant :
un moteur à turbine à gaz comprenant :
une chambre de combustion agencée pour brûler le carburant et ayant une sortie, et où une pression à la sortie de la chambre de combustion - P40 - est définie comme étant la pression totale de flux à la sortie de la chambre de combustion dans des conditions de croisière;
une turbine comprenant un rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite, et où une pression à l’entrée du rotor de la turbine - P41 - est définie comme étant la pression totale de flux au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine dans des conditions de croisière ; et
un compresseur ayant une sortie, où une pression à la sortie du compresseur - P30 - est définie comme étant la pression totale de flux à la sortie du compresseur dans des conditions de croisière ;
un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ;
un dispositif de gestion de carburant agencé pour changer un carburant fourni au moteur à turbine à gaz ; et
un module de détermination de composition de carburant agencé pour :
recevoir des données correspondant à un changement d’une relation entre P30 et l’une de P40 et P41 ; et
déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant sur la base du changement de la relation entre les pressions.
Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour recevoir des données correspondant à au moins deux des pressions, et éventuellement à un changement d’une relation entre P30 et l’une de P40 et P41. La détermination peut être effectuée sur la base du changement de la relation entre les pressions.
Le système de propulsion peut comprendre au moins deux réservoirs de carburant.
Le système de propulsion peut en outre comprendre au moins un capteur agencé pour fournir des données correspondant à une ou plusieurs parmi P30, P40 et P41.
Le système de propulsion du septième ou du huitième aspect peut comprendre un dispositif d’ajustement de profil de vol agencé pour changer un profil de vol planifié pour un vol de l’aéronef sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant.
Le système de propulsion du septième ou du huitième aspect peut comprendre un dispositif de commande de système de propulsion agencé pour ajuster la commande du système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant.
Le système de propulsion du septième ou du huitième aspect peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé du cinquième et/ou du sixième aspect.
Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélices contrarotatives attachées à et entraînées par une turbine libre via un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens des aiguilles d’une montre et l’autre dans le sens inverse des aiguilles d’une montre autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aube directrice configuré en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aube directrice peut avoir un pas variable. En conséquence, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et les turbines libres peuvent, respectivement, entraîner des compresseurs haute et moyenne pression et des hélices par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée propulsive.
Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélices peuvent être entraînés par une boîte à engrenages du type décrit.
Les agencements de la présente divulgation peuvent être particulièrement, mais pas exclusivement, avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par une boîte à engrenages. En conséquence, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte à engrenages qui reçoit une entrée de l’arbre de noyau et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de noyau. L’entrée à la boîte à engrenages peut être directement depuis l’arbre de noyau, ou indirectement depuis l’arbre de noyau, par exemple via un engrenage et/ou un arbre droit(s). L’arbre de noyau peut relier rigidement la turbine et le compresseur, de sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse inférieure).
Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une architecture générale appropriée quelconque. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. Purement à titre d’exemple, la turbine reliée à l’arbre de noyau peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de noyau peut être un premier compresseur et l’arbre de noyau peut être un premier arbre de noyau. Le noyau de moteur peut en outre comprendre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de noyau reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de noyau peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de noyau.
Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple via un conduit globalement annulaire) un flux provenant du premier compresseur.
La boîte à engrenages peut être agencée pour être entraînée par l’arbre de noyau qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de noyau dans l’exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte à engrenages peut être agencée pour être entraînée uniquement par l’arbre de noyau qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple, être uniquement le premier arbre de noyau, et non le deuxième arbre de noyau, dans l’exemple ci-dessus). En variante, la boîte à engrenages peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbres quelconques, par exemple le premier et/ou le deuxième arbre(s) dans l’exemple ci-dessus.
La boîte à engrenages peut être un réducteur (dans le sens où la sortie vers la soufflante est une vitesse de rotation inférieure à l’entrée de l’arbre de noyau). Tout type de boîte à engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte à engrenages peut être une boîte à engrenages « à trains planétaires » ou « en étoile », comme décrit plus en détail ailleurs ici. La boîte à engrenages peut avoir un rapport de démultiplication souhaité quelconque (défini comme étant la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4,2, ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente. Purement à titre d’exemple, la boîte à engrenages peut être une boîte à engrenages « en étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être en dehors de ces plages.
Dans tout moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d’une composition ou d’un mélange donné(e) est fourni à une chambre de combustion, qui peut être prévue axialement en aval de la soufflante et du/des compresseur(s). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval (par exemple à la sortie) du deuxième compresseur, quand un deuxième compresseur est prévu. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, quand une deuxième turbine est prévue. La chambre de combustion peut être prévue en amont de la/des turbine(s).
Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (dans le sens où leur angle d’incidence peut être variable). La rangée de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre.
La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator. La rangée de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre.
Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une envergure radiale s’étendant depuis un pied (ou moyeu) à un emplacement lavé au gaz radialement intérieur, ou une position d’envergure 0%, jusqu’à une pointe à une position d’envergure 100%. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,32. Ces rapports peuvent être communément appelés rapport moyeu/pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent tous deux être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement la plus en avant) de la pale. Le rapport moyeu/pointe fait référence, bien entendu, à la partie lavée au gaz de la pale de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur de toute plate-forme.
Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre l’axe de moteur et la pointe d’une pale de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut simplement être le double du rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm.
La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. En général, la vitesse de rotation est plus faible pour des soufflantes ayant un diamètre plus élevé. Purement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 tr/min. Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être dans la plage allant de 1700 tr/min à 2500 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1800 tr/min à 2300 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1900 tr/min à 2100 tr/min. Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 330 cm à 380 cm peut être dans la plage allant de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1400 tr/min à 1800 tr/min.
Lors de l’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec des pales de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation entraîne le déplacement de la pointe de la pale de soufflante avec une vitesse Utip. Le travail effectué par les pales de soufflante 13 sur le flux entraîne une augmentation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie comme dH/Utip 2, où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utipest la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie comme étant le rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs étant adimensionnelles). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31, ou de 0,29 à 0,3.
Les moteurs à turbine à gaz selon la présente divulgation peuvent avoir n’importe quel taux de dilution souhaité, où le taux de dilution est défini comme étant le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de dérivation sur le débit massique du flux à travers le noyau dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le taux de dilution peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le taux de dilution peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l’extérieur du moteur de base. La surface radialement extérieure du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante.
Le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme étant le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante sur la pression de stagnation à la sortie du compresseur à la plus haute pression (avant l’entrée dans la chambre de combustion). À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 50 à 70.
La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme étant la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, la poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg-1s ou 80 Nkg-1s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 80 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 85 Nkg-1s à 95 Nkg-1s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par rapport aux moteurs à turbine à gaz classiques.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. Purement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Purement à titre d’exemple, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage allant de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques normales au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante 101,3 kPa, température 30 degrés C), le moteur étant statique.
En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée à la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être appelée TET, peut être mesurée à la sortie vers la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui peut elle-même être appelée aube de distributeur de turbine. Dans certains exemples, la température TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. En croisière, la température TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K ou 1650K. La température TET en croisière peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La température TET maximale lors de l’utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K ou 2000K. La température TET maximale peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800K à 1950K. La température TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de décollage maximal (MTO).
Une pale de soufflante et/ou une partie de profil aérodynamique d’une pale de soufflante décrite(s) et/ou revendiquée(s) ici peut/peuvent être fabriquée(s) à partir d’un matériau ou d’une combinaison de matériaux approprié(e) quelconque. Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel que la fibre de carbone. À titre d’exemple supplémentaire, au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage d’aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus capable de résister aux chocs (par exemple des oiseaux, de la glace ou d’un autre matériau) que le reste de la pale. Un tel bord d’attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant le titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, purement à titre d’exemple, la pale de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d’aluminium (tel qu’un alliage d’aluminium-lithium) avec un bord d’attaque en titane.
Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être attachées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut s’engager dans une fente correspondante dans le moyeu (ou un disque). Purement à titre d’exemple, un tel élément de fixation peut se présenter sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’insérer dans et/ou s’engager dans une fente correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées d’un seul tenant avec une partie centrale. Un tel agencement peut être appelé disque à aubes ou bague à aubes. Tout procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubes ou une telle bague à aubes. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des pales de soufflante peut être attachée au moyeu/disque par soudage, tel qu’un soudage par friction linéaire.
Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent ou non être pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier la surface de sortie du conduit de dérivation lors de l’utilisation. Les principes généraux de la présente divulgation peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN.
La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n’importe quel nombre souhaité de pales de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 pales de soufflante.
Tels qu’utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche et atterrissage ont la signification conventionnelle et seraient facilement compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement chaque terme pour se référer à une phase de fonctionnement du moteur dans le cadre d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être attaché.
À cet égard, le ralenti au sol peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et en contact avec le sol, mais où il est nécessaire que le moteur tourne. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3% et 9% de poussée disponible du moteur. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 5% et 8% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 6% et 7% de poussée disponible. Le roulage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé sur le sol par la poussée produite par le moteur. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5% et 15% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 6% et 12% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 7% et 10% de poussée disponible. Le décollage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90% et 100% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 95% et 100% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire 100% de poussée disponible.
La montée peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75% et 100% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 80% et 95% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 85% et 90% de poussée disponible. À cet égard, la montée peut faire référence à une phase de fonctionnement dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’arrivée dans des conditions de croisière. De plus ou en variante, la montée peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une augmentation relative de l’altitude est nécessaire, ce qui peut nécessiter une demande de poussée supplémentaire du moteur.
Telles qu’utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification conventionnelle et seraient facilement comprises par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement les conditions de croisière comme désignant le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (que l’on peut appeler dans l’industrie « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être attaché. À cet égard, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d’un aéronef où 50% du carburant total brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian - en termes de temps et/ou distance - entre la fin de la montée et le début de la descente). Les conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire en maintenant une altitude constante et un Nombre de Mach constant) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être attaché, en tenant compte du nombre de moteurs prévus pour cet aéronef. Par exemple, lorsqu’un moteur est conçu pour être attaché à un aéronef équipé de deux moteurs du même type, dans des conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait nécessaire pour le fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière.
En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies comme étant le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (nécessaire pour assurer - en combinaison avec tout autre moteur sur l’aéronef - le fonctionnement en régime permanent de l’aéronef auquel il est conçu pour être attaché à un Nombre de Mach de mi-croisière donné) dans les conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l’Atmosphère Type Internationale conformément à la norme ISO 2533 à l’altitude de mi-croisière). Pour tout moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée de mi-croisière, les conditions atmosphériques et le Nombre de Mach sont connus, et ainsi le point de fonctionnement du moteur dans les conditions de croisière est clairement défini.
Purement à titre d’exemple, la vitesse d’avancement dans les conditions de croisière peut être n’importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l’ordre de Mach 0,8, de l’ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. Toute vitesse unique dans ces plages peut faire partie des conditions de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être en dehors de ces plages, par exemple inférieures à Mach 0,7 ou supérieures à Mach 0,9.
Purement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale, ISA) à une altitude qui se trouve dans la plage allant de 10000 m à 15000 m, par exemple dans la plage allant de 10000 m à 12000 m, par exemple dans la plage allant de 10400 m à 11600 m (environ 38000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10500 m à 11500 m, par exemple dans la plage allant de 10600 m à 11400 m, par exemple dans la plage allant de 10700 m (environ 35000 pieds) à 11300 m, par exemple dans la plage allant de 10800 m à 11200 m, par exemple dans la plage allant de 10900 m à 11100 m, par exemple de l’ordre de 11000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre aux conditions atmosphériques normales à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages.
Purement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0,8 et des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale) à une altitude de 38000 pieds (11582 m). Purement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0,85 et des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale) à une altitude de 35000 pieds (10668 m).
En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner dans les conditions de croisière définies ailleurs ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions de mi-croisière) d’un aéronef sur lequel au moins un moteur à turbine à gaz (par exemple 2 ou 4) peut être monté afin de fournir une poussée propulsive.
En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement la descente et/ou l’approche pour se référer à une phase de fonctionnement dans un cycle de vol d’un aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant la descente et/ou l’approche, le moteur peut produire entre 20% et 50% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 25% et 40% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 30% et 35% de poussée disponible. De plus ou en variante, la descente peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une diminution relative de l’altitude est nécessaire, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur.
Selon un aspect, il est prévu un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être attaché. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l’aéronef, telles que définies ailleurs ici.
Selon un aspect, il est prévu un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut se faire dans les conditions de croisière telles que définies ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de Nombre de Mach).
Selon un aspect, il est prévu un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comprendre (ou peut être) un fonctionnement à mi-croisière de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici.
L’homme du métier comprendra que, sauf exclusion mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit(e) en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué(e) à tout autre aspect. En outre, sauf exclusion mutuelle, tout(e) caractéristique ou paramètre décrit(e) ici peut être appliqué(e) à tout aspect et/ou combiné(e) avec tout(e) autre caractéristique ou paramètre décrit(e) ici.
Des modes de réalisation seront maintenant décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, dans lesquelles :
La illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une prise d’air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d’air : un flux d’air de noyau A et un flux d’air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le flux d’air de noyau A. Le noyau de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement de noyau 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d’échappement de dérivation 18. Le flux d’air de dérivation B s’écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est attachée à et entraînée par la turbine basse pression 19 via un arbre 26 et une boîte à engrenages épicycloïdaux 30.
En cours d’utilisation, le flux d’air de noyau A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé avec du carburant F et le mélange est brûlé. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent ensuite à travers, et entraînent ainsi, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée propulsive. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d’interconnexion approprié 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée propulsive. La boîte à engrenages épicycloïdaux 30 est un réducteur.
Un agencement exemplaire pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à réducteur 10 est représenté sur la . La turbine basse pression 19 (voir ) entraîne l’arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou à un planétaire, 28 de l’agencement à engrenages épicycloïdaux 30. Une pluralité d’engrenages planétaires 32 qui sont couplés entre eux par un porte-satellites 34 se trouve radialement vers l’extérieur du planétaire 28 et s’engrenant avec celui-ci. Le porte-satellites 34 contraint les engrenages planétaires 32 à effectuer une précession autour du planétaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage planétaire 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé via des bielles 36 à la soufflante 23 afin d’entraîner sa rotation autour de l’axe de moteur 9. Un anneau ou une couronne 38 qui est couplé(e), via des bielles 40, à une structure de support stationnaire 24 se trouve radialement vers l’extérieur des engrenages planétaires 32 et s’engrenant avec ceux-ci.
Il est à noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’utilisés ici peuvent être interprétés comme désignant respectivement les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire n’incluant pas la soufflante 23) et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés entre eux par l’arbre d’interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c’est-à-dire n’incluant pas l’arbre de sortie de boîte à engrenages qui entraîne la soufflante 23). Dans certaines publications, les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent aussi être appelés « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être appelée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression.
La boîte à engrenages épicycloïdaux 30 est représentée à titre d’exemple plus en détail sur la . Chacun du planétaire 28, des engrenages planétaires 32 et de la couronne 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s’engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour plus de clarté, seules des parties exemplaires des dents sont illustrées sur la . Il y a quatre engrenages planétaires 32 illustrés, bien qu’il soit évident pour l’homme du métier que plus ou moins d’engrenages planétaires 32 peuvent être prévus dans l’étendue de l’invention revendiquée. Les applications pratiques d’une boîte à engrenages épicycloïdaux planétaires 30 comprennent généralement au moins trois engrenages planétaires 32.
La boîte à engrenages épicycloïdaux 30 illustrée à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, dans le sens où le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie via des bielles 36, avec la couronne 38 fixe. Cependant, tout autre type approprié de boîte à engrenages épicycloïdaux 30 peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, la boîte à engrenages épicycloïdaux 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne 38. À titre d’exemple alternatif supplémentaire, la boîte à engrenages 30 peut être une boîte à engrenages différentielle dans laquelle la couronne 38 et le porte-satellites 34 sont tous deux autorisés à tourner.
On comprendra que l’agencement représenté sur les Figures 2 et 3 est à titre d’exemple uniquement, et que diverses variantes entrent dans le cadre de la présente divulgation. Purement à titre d’exemple, tout agencement approprié peut être utilisé pour localiser la boîte à engrenages 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier la boîte à engrenages 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les liaisons (telles que les bielles 36, 40 dans l’exemple de la ) entre la boîte à engrenages 30 et d’autres parties du moteur 10 (telles que l’arbre d’entrée 26, l’arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n’importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, tout agencement approprié des paliers entre les parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie de la boîte à engrenages et les structures fixes, telles que le carter de boîte à engrenages) peut être utilisé, et la divulgation n’est pas limitée à l’agencement exemplaire de la . Par exemple, lorsque la boîte à engrenages 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l’homme du métier comprendra aisément que l’agencement des bielles de sortie et de support et les emplacements de palier seraient typiquement différents de ceux représentés à titre d’exemple sur la .
En conséquence, la présente divulgation s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant n’importe quel agencement de styles de boîte à engrenages (par exemple en étoile ou planétaire), des structures de support, un agencement d’arbres d’entrée et de sortie et des emplacements de palier.
Éventuellement, la boîte à engrenages peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un précompresseur).
D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente divulgation peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion. À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz représenté sur la a une tuyère à flux divisé 18, 20, c’est à dire que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est séparée et radialement à l’extérieur de la tuyère de moteur de base 20. Cependant, ceci n’est pas limitatif, et tout aspect de la présente divulgation peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une seule tuyère, qui peut être appelée tuyère à flux mixte. Une ou les deux tuyères (qu’il s’agisse d’une tuyère à flux mixte ou divisé) peut/peuvent avoir une surface fixe ou variable.
Bien que l’exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la divulgation peut s’appliquer, par exemple, à tout type de moteur à turbine à gaz, tel que, par exemple, un moteur à rotor non caréné (où l’étage de soufflante n’est pas entouré d’une nacelle) ou un turbopropulseur. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre une boîte à engrenages 30.
La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et de ses composants, est définie par un système d’axe conventionnel, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l’axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction de bas en haut sur la ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page dans la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont perpendiculaires entre elles.
Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant à base d’hydrocarbures fossiles, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des composés aromatiques. De plus ou en variante, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement appelés carburant d’aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs éléments de trace y compris, par exemple, le soufre, l’azote, l’oxygène, des matières inorganiques et des métaux.
Les performances fonctionnelles d’une composition donnée, ou d’un mélange de carburants à utiliser dans le cadre d’une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à assurer le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent inclure, par exemple, l’énergie massique ; la densité d’énergie ; la stabilité thermique ; et les émissions, y compris les matières particulaires. Une énergie massique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids au décollage, assurant ainsi potentiellement une amélioration relative du rendement de carburant. Une densité d’énergie relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume de carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions à volume limité ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire l’inhibition de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de supporter des températures élevées dans le moteur et les injecteurs de carburant, assurant ainsi potentiellement des améliorations relatives du rendement de combustion. Des émissions réduites, y compris des matières particulaires, peuvent permettre de réduire la formation de traînée de condensation, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être déterminantes pour les performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation (°C) relativement plus bas peut permettre à des missions à longue distance d’optimiser les profils de vol ; des concentrations minimales de composés aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints d’étanchéité qui ont été précédemment exposés à des carburants à fortes teneurs en composés aromatiques ; et, une tension de surface maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant.
Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène sur le nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie massique d’une composition ou d’un mélange de carburants donné(e). Les carburants ayant des rapports plus élevés d’atomes d’hydrogène sur atomes de carbone peuvent avoir des énergies massiques plus élevées en l’absence de contrainte de liaison. Par exemple, les carburants à base d’hydrocarbures fossiles peuvent comprendre des molécules ayant d’environ 7 à 18 carbones, une partie importante d’une composition donnée étant issue de molécules ayant 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones.
La norme D7566 de l’ASTM International (ASTM),Spécification Standard de Carburéacteurs Contenant des Hydrocarbures Synthétisés(ASTM 2019c), approuve un certain nombre de mélanges de carburant d’aviation durable comprenant entre 10% et 50% de carburant d’aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants à base d’hydrocarbures fossiles, tels que le kérosène), avec d’autres compositions en attente d’approbation. Cependant, l’industrie aéronautique prévoit que des mélanges de carburant d’aviation durable comprenant jusqu’à (et y compris) 100% de carburant d’aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour l’utilisation.
Les carburants d’aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cyclo-alcanes et des composés aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir d’un ou plusieurs parmi un gaz de synthèse (syngaz) ; des lipides (par exemple des matières grasses, des huiles et des graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants d’aviation durables peuvent comprendre une teneur plus faible en composés aromatiques et/ou en soufre, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles. De plus ou en variante, les carburants d’aviation durables peuvent comprendre une teneur plus élevée en iso-alcanes et/ou en cyclo-alcanes, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles. Ainsi, dans certains exemples, les carburants d’aviation durables peuvent comprendre une densité comprise entre 90% et 98% de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique compris entre 101% et 105% de celui du kérosène.
En raison, au moins en partie, de la structure moléculaire des carburants d’aviation durables, les carburants d’aviation durables peuvent fournir des avantages y compris, par exemple, un ou plusieurs parmi une densité d’énergie plus élevée ; une énergie massique plus élevée ; une capacité calorifique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; un pouvoir lubrifiant plus élevé ; une viscosité plus faible ; une tension de surface plus faible ; un point de congélation plus bas ; des émissions de suies plus faibles ; et des émissions de CO2plus faibles, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles (par exemple, lors de la combustion dans l’équipement de combustion 16). En conséquence, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent entraîner une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et/ou une diminution relative des coûts de maintenance.
Telles qu’utilisées ici, T30, T40, T41, P30, P40 et P41, et toutes autres pressions et températures numérotées, sont définies à l’aide de la numérotation de postes énumérée dans la norme SAE AS755, en particulier :
- P30 = Pression Totale à la Sortie du Compresseur Haute Pression (HPC) ;
- T30 = Température à la Sortie du HPC ;
- P40 = Pression Totale à la Sortie de la Chambre de Combustion ;
- T40 = Température à la Sortie de la Chambre de Combustion ;
- P41 = Pression Totale à l’Entrée du Rotor de la Turbine Haute Pression (HPT) ;
- T41 = Température à l’Entrée du Rotor de la HPT.
Comme le montre la , un aéronef 1 peut comprendre de multiples réservoirs de carburant 50, 53 ; par exemple un réservoir de carburant primaire 50 plus grand situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant 53a, 53b plus petit situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’ailes 53 peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central peut n’être prévu (tout le carburant étant plutôt stocké dans les ailes de l’aéronef) - on comprendra que de nombreuses configurations de réservoir différentes sont envisagées et que les exemples illustrés sont fournis pour faciliter la description et ne sont pas destinés à être limitatifs.
La montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 comprenant deux moteurs à turbine à gaz 10. Les moteurs à turbine à gaz 10 sont alimentés en carburant à partir d’un circuit d’alimentation en carburant 3 à bord de l’aéronef. Le circuit d’alimentation en carburant 3 de l’exemple illustré comprend une seule source de carburant. Aux fins de la présente demande, le terme « source de carburant » est compris comme signifiant soit 1) un seul réservoir de carburant soit 2) une pluralité de réservoirs de carburant qui sont interconnectés fluidiquement. Chaque source de carburant est agencée pour fournir une source de carburant séparée, c’est-à-dire que la première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une caractéristique ou des caractéristiques différente(s) d’un deuxième carburant contenu dans une deuxième source de carburant. Les première et deuxième sources de carburant ne sont donc pas couplées fluidiquement l’une à l’autre de manière à séparer les différents carburants (au moins dans des conditions de fonctionnement normales).
Dans le présent exemple, la première source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef et une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile gauche et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile droite pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53 sont interconnectés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule source de carburant. Chacun du réservoir de carburant central et des réservoirs de carburant d’ailes peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement.
Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b peuvent ne pas être en communication fluidique avec le réservoir central 50, formant ainsi une deuxième source de carburant séparée. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile gauche peuvent être en communication fluidique avec un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile droite. Cela peut être réalisé par l’intermédiaire d’un réservoir de carburant central 50 (si ce réservoir ne fait pas partie de l’autre source de carburant), ou en contournant le(s) réservoir(s) de carburant central/centraux, ou les deux (pour une flexibilité et une sécurité maximales).
Dans un autre exemple, la première source de carburant comprend des réservoirs de carburant d’ailes 53 et un réservoir de carburant central 50, tandis qu’une deuxième source de carburant comprend un autre réservoir de carburant central séparé (non représenté). Une interconnexion fluidique entre des réservoirs de carburant d’ailes 53 et le réservoir de carburant central 50 de la première source de carburant peut être prévue pour l’équilibrage de l’aéronef 1.
Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef peut être contrainte de sorte que la première source de carburant et la deuxième source de carburant soient chacune sensiblement symétriques par rapport à l’axe de l’aéronef. Dans les cas où une répartition asymétrique de réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant peut être prévu entre les réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre les réservoirs de carburant de la deuxième source de carburant de sorte que la position du centre de masse de l’aéronef puisse être maintenue dans des limites latérales acceptables tout au long du vol.
Un aéronef 1 peut être ravitaillé en reliant un récipient de stockage de carburant 60, tel que celui fourni par un camion-citerne d’aéroport, ou un pipeline permanent, à un orifice de raccordement de conduite de carburant 62 de l’aéronef, via une conduite de carburant 61. Une quantité souhaitée de carburant peut être transférée du récipient de stockage de carburant 60 vers le ou les plusieurs réservoirs 50, 53 de l’aéronef 1. En particulier dans les exemples avec plus d’une source de carburant, dans lesquels différents réservoirs 50, 53 doivent être remplis de différents carburants, de multiples orifices de raccordement de conduite de carburant 62 peuvent être prévus au lieu d’un, et/ou des soupapes peuvent être utilisées pour diriger le carburant de manière appropriée.
Bien qu’il existe des normes auxquelles tous les carburants d’aviation doivent être conformes, des carburants d’aviation différents ont des compositions différentes, par exemple en fonction de leur source (par exemple, différentes sources pétrolières, biocarburants ou autres carburants d’aviation synthétiques (souvent décrits comme des carburants d’aviation durables - SAF) et/ou des mélanges de carburants à base de pétrole et d’autres carburants) et de tous les additifs inclus (par exemple, tels que les antioxydants et les inhibiteurs de catalyse métallique, les biocides, les réducteurs statiques, les inhibiteurs de givrage, les inhibiteurs de corrosion) et de toutes les impuretés. En plus du fait qu’elle varie d’un aéroport à l’autre et d’un fournisseur de carburant à l’autre, même pour un aéroport ou un fournisseur de carburant donné, la composition de carburant du carburant d’aviation disponible peut varier d’un lot à l’autre. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont généralement pas vidés avant d’être remplis pour un vol ultérieur, ce qui entraîne des mélanges de différents carburants dans les réservoirs - un carburant de composition différente résultant effectivement du mélange.
Les inventeurs ont apprécié que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 puisse permettre une commande plus efficace et adaptée du système de propulsion 2. Par exemple, un carburant de capacité calorifique supérieure peut être utilisé pour refroidir davantage le moteur qu’un carburant de capacité calorifique inférieure, et un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut permettre à un débit de carburant plus faible d’être fourni à la chambre de combustion pour la même puissance de sortie. La connaissance du carburant peut donc être utilisée en tant qu’outil pour améliorer les performances de l’aéronef. En particulier, les inventeurs ont apprécié que la programmation d’Aube Directrice d’Entrée Orientable (VIGV) puisse être ajustée sur la base des caractéristiques de carburant.
Une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant agencé pour être fourni à un moteur à turbine à gaz 10 d’un aéronef 1 peuvent donc être obtenues ou autrement déterminées et utilisées pour influencer la commande du système de propulsion 2 ; cela peut être décrit comme étant la réalisation d’un changement de fonctionnement du système de propulsion 2.
Tel qu’utilisé ici, le terme « caractéristiques de carburant » fait référence à des propriétés intrinsèques ou inhérentes du carburant telles que la composition du carburant, et non à des propriétés variables telles que le volume ou la température. Les exemples de caractéristiques de carburant comprennent un ou plusieurs parmi :
- le pourcentage de carburant d’aviation durable (%SAF, en poids ou en volume) dans le carburant, ou une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple du kérosène fossile, ou que le carburant est un carburant SAF pur ;
- les paramètres d’une distribution d’hydrocarbures du carburant, tels que :
- la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, et éventuellement également/en variante la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ;
- le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ;
- des informations sur la composition en % de certains ou de tous les hydrocarbures présents ;
- la présence ou le pourcentage d’un élément particulier ou d’une espèce particulière, comme :
- le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ;
- la présence ou le pourcentage d’une espèce traceur ou d’un(e) élément/substance de trace dans le carburant (par exemple, une substance de trace intrinsèquement présente dans le carburant qui peut varier d’un carburant à l’autre et donc être utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance ajoutée délibérément pour agir comme un traceur) ;
- la teneur en naphtalène du carburant ;
- la teneur en soufre du carburant ;
- la teneur en cycloparaffines du carburant ;
- la teneur en oxygène du carburant ;
- une ou plusieurs propriétés du carburant lors de son utilisation dans un moteur à turbine à gaz 10, telles que :
- le niveau d’émissions de Matières Particulaires non volatiles (nvPM) ou d’émissions de CO2lors de la combustion (une valeur peut être fournie pour une chambre de combustion spécifique fonctionnant dans des conditions particulières afin de comparer équitablement les carburants - une valeur mesurée peut être ajustée en conséquence sur la base des conditions et des propriétés de la chambre de combustion) ;
- le niveau de cokéfaction du carburant ;
- une ou plusieurs propriétés du carburant lui-même, indépendantes de son utilisation dans un moteur 10 ou de sa combustion, telles que :
- la stabilité thermique du carburant (par exemple la température de dégradation thermique) ; et
- une ou plusieurs propriétés physiques telles que la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique, la température de congélation et/ou la capacité calorifique.
Par exemple, le pouvoir calorifique d’un carburant peut être sélectionné en tant que caractéristique de carburant d’intérêt. Tel qu’utilisé ici, le terme « pouvoir calorifique » désigne la valeur thermique inférieure (également appelée pouvoir calorifique inférieur) du carburant, sauf indication contraire. Le pouvoir calorifique inférieur est défini comme étant la quantité de chaleur dégagée par la combustion d’une quantité spécifiée du carburant, en supposant que la chaleur latente de vaporisation de l’eau dans les produits de réaction n’est pas récupérée (c’est-à-dire que l’eau produite reste sous forme de vapeur d’eau après la combustion).
Les pouvoirs calorifiques (également appelés valeurs thermiques) de carburants peuvent être directement déterminés - par exemple en mesurant l’énergie libérée lorsqu’un certain volume ou une certaine masse du carburant est brûlé(e) dans le moteur à turbine à gaz 10 - ou calculés à partir d’autres paramètres de carburant ; par exemple sur la base de la distribution d’hydrocarbures du carburant et du pouvoir calorifique de chaque type d’hydrocarbure constitutif (pour lequel une valeur standard peut être consultée). En variante ou en plus, afin de fournir une vérification, le pouvoir calorifique peut être déterminé en utilisant des données externes, telles qu’une table de consultation pour une substance traceur dans le carburant, ou des données codées dans un code à barres associé au carburant, ou d’autres données stockées.
Le changement de fonctionnement est un changement du fonctionnement actuel ou prévu du système de propulsion 2. En particulier, des changements de la programmation d’Aube Directrice d’Entrée Orientable peuvent être réalisés, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant obtenues. Par exemple, une aube directrice d’entrée orientable (VIGV) 246, comme le montre la , peut se déplacer dans une direction, et/ou d’une quantité, déterminée sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. En variante, une VIGV peut être maintenue stationnaire dans une condition/à un moment où elle se déplacerait normalement, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant différentes de celles d’un carburant standard ou précédemment utilisé. Le changement de fonctionnement peut donc, dans certains cas, être une décision de ne pas réaliser un changement de programmation de VIGV qui serait normalement réalisé dans ces circonstances (par exemple, un changement de débit de carburant ou un changement de vitesse de l’aéronef). Des exemples de changements de fonctionnement comprennent donc l’ajustement ou l’annulation d’un ajustement de positionnement de VIGV.
On comprendra qu’un changement de géométrie de VIGV peut généralement être déclenché par un changement de vitesse de l’aéronef 1, un changement de température à l’entrée d’un compresseur 14, et/ou un changement de pression à travers un compresseur 14. Les inventeurs ont apprécié que les changements de géométrie de VIGV puissent également être appropriés lorsqu’un carburant ayant des caractéristiques différentes est utilisé - en tant que tel, lorsqu’un carburant est changé en vol (pour un aéronef 1 avec une pluralité de carburants différents à bord) ou entre les vols, une programmation de VIGV différente peut être appropriée même si tous les facteurs environnementaux et de commande de moteur autres que le carburant sont les mêmes.
Par exemple, pour un débit de carburant gravimétrique et une vitesse d’arbre donnés, les VIGV peuvent être ouvertes plus largement lors de l’utilisation d’un carburant à un % de SAF supérieur. L’ouverture des VIGV pour un carburant à % de SAF supérieur ou à pouvoir calorifique supérieur peut effectuer un ou plusieurs de ce qui suit : améliorer l’efficacité, réduire T41, augmenter P30 et/ou augmenter le rapport de pression global à travers le système de compression.
On comprendra que la géométrie de VIGV/l’angle d’ouverture peuvent être mesurés directement, par exemple en utilisant la rétroaction d’un ou plusieurs dispositifs de commande d’angle (par exemple, l’actionneur 242 décrit ci-dessous), ou peuvent être déduits des effets secondaires.
Le changement de la géométrie de VIGV change l’angle d’écoulement d’air dans le compresseur 14 - si un ou plusieurs VIGV 246 ne sont pas ajustés de manière appropriée, le flux inapproprié peut entraîner un pompage ou un décrochage du compresseur à moins que des mesures correctives ne soient prises (par exemple, l’ouverture ou la fermeture d’une soupape de purge, et/ou la réalisation d’un changement de fonctionnement supplémentaire du moteur 10). Un décrochage du compresseur est une perturbation locale du flux d’air dans le compresseur. Un pompage du compresseur est un décrochage qui entraîne une perturbation complète du flux d’air à travers le compresseur 14. La gravité d’un décrochage varie d’une chute de puissance momentanée et insignifiante à une perte complète de compression en cas de pompage, nécessitant des ajustements du débit de carburant pour récupérer un fonctionnement normal. La surveillance des pressions et des débits permet de détecter le moment où un compresseur 14 s’approche d’un point de pompage, et une action corrective peut alors être prise (par exemple, des changements de VIGV et/ou des changements de soupape de purge).
Un compresseur 14 ne pompera l’air de manière stable que jusqu’à un certain rapport de pression du moteur (le Rapport de Pression du Moteur (EPR) est le rapport de la pression de décharge de la turbine divisée par la pression à l’entrée du compresseur) ; si l’EPR est dépassé, le flux d’air deviendra instable. Cela se produit au niveau de ce que l’on appelle ligne de pompage sur une carte de compresseur. Le moteur 10 est conçu pour maintenir le compresseur 14 en fonctionnement à une petite distance en dessous de la ligne de pompage, sur une ligne de fonctionnement d’une carte de compresseur. La distance entre les deux lignes peut être appelée marge de pompage. Un changement des caractéristiques de carburant peut augmenter ou diminuer le rapport de pression de fonctionnement, déplaçant ainsi la ligne de fonctionnement vers ou loin de la ligne de pompage. Si l’intervalle entre les lignes/la marge de pompage diminue à zéro, un décrochage du compresseur peut en résulter.
Les compresseurs modernes 14 sont conçus et commandés, généralement par un régulateur électronique moteur (EEC) 42, pour éviter ou limiter le décrochage dans la plage de fonctionnement d’un moteur.
La illustre le flux d’air A, à l’approche d’un compresseur 14, et plus particulièrement du compresseur basse pression 14 du moteur à turbine à gaz 10. Le compresseur 14 comprend un rotor ayant une pluralité de pales 14a s’étendant depuis une région centrale et agencées pour travailler sur le flux d’air qui les traverse.
Dans la mise en œuvre illustrée sur la , il existe une pluralité de VIGV 246 disposées dans le trajet d’écoulement de fluide de travail en amont de/au niveau ou à proximité d’une entrée du compresseur 14. La pale de VIGV 246 représentée n’est qu’un d’une pluralité de VIGV 246 disposées autour du trajet d’écoulement de fluide dans cet exemple. Les VIGV 246 sont régulièrement espacées autour du trajet d’écoulement annulaire dans l’exemple représenté, et peuvent pivoter pour ajuster l’angle des VIGV par rapport au flux de fluide A. Les agencements de VIGV peuvent différer dans d’autres exemples.
Dans l’exemple représenté sur la , la pluralité de VIGV 246 sont couplées à un élément annulaire 244 qui permet à la pluralité de VIGV 246 de se déplacer à l’unisson. Un actionneur 242 est couplé de manière fonctionnelle à l’élément annulaire 244. L’actionneur 242 est commandé par le système de commande de moteur (EEC 42) et déplace l’élément annulaire 244 de la quantité souhaitée pour effectuer un changement de position de la pluralité de VIGV 246 par rapport au flux de fluide dans le trajet de fluide de travail. L’actionneur 242 peut également comprendre une fonction de détection de position pour fournir une rétroaction sur la position réelle de la VIGV 246. Dans un exemple alternatif, un capteur de position séparé peut être utilisé pour fournir un signal de sortie indicatif de la position réelle des VIGV 246. On comprendra que différents agencements de commande et d’actionnement peuvent être utilisés dans différents exemples, par exemple avec une ou plusieurs VIGV 246 pouvant être commandées indépendamment.
Un dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 est utilisé pour ajuster la programmation de VIGV sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant sont donc obtenues pour le carburant afin d’effectuer l’ajustement de programmation.
Pour un débit de carburant donné, les caractéristiques de carburant telles que le pouvoir calorifique du carburant ont un effet sur la température à l’entrée de la turbine, et donc sur les températures et les pressions et sur les rapports pression/température du moteur. Le pouvoir calorifique peut donc être sélectionné comme une, ou la, caractéristique de carburant sur laquelle les changements de programmation de VIGV sont basés.
Dans certains exemples, tels que celui représenté sur la , l’aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou peut avoir de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent chacun le même carburant, et/ou sont reliés fluidiquement, ou sont en communication fluidique avec le moteur à turbine à gaz 10, de sorte qu’un seul type de carburant soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 entre des événements de ravitaillement - c’est-à-dire que les caractéristiques de carburant peuvent rester constantes tout au long d’un vol et ne changer qu’entre les vols.
Dans d’autres exemples, cependant, l’aéronef 1 peut avoir une pluralité de réservoirs de carburant séparés fluidiquement 50, 53 qui contiennent des carburants de compositions différentes, et le système de propulsion 2 peut comprendre un système de distribution de carburant réglable, permettant de sélectionner le(s) réservoir(s) 50, 53, et donc quel carburant/mélange de carburants utiliser. Dans de telles mises en œuvre, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol, un carburant spécifique ou un mélange de carburants étant fourni au moteur à turbine à gaz 10. Les caractéristiques de carburant pour les multiples carburants différents dans chaque réservoir 50, 53 peuvent donc être déterminées, et/ou les caractéristiques de carburant d’un carburant/mélange de carburants actuellement fourni au moteur à turbine à gaz 10 peuvent être directement détectées ou autrement déterminées.
Les caractéristiques de carburant, telles que les pouvoirs calorifiques, peuvent donc être obtenues de diverses manières différentes. Par exemple :
- un code à barres d’un carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 peut être scanné pour lire les données du carburant, ou une substance traceur (par exemple un colorant) est identifiée et les propriétés de carburant sont consultées sur la base de ce traceur ;
- les données peuvent être saisies manuellement, ou transmises à l’aéronef 1 pour le
stockage ; - un échantillon de carburant peut être extrait pour l’analyse au sol avant le décollage ;
- les propriétés de carburant peuvent être déduites de mesures de l’activité du système de propulsion 2 pendant une ou plusieurs périodes de fonctionnement de l’aéronef, par exemple le démarrage du moteur, le roulage, le décollage, la montée et/ou la croisière ; et/ou
- une ou plusieurs propriétés de carburant peuvent être détectées à bord, éventuellement en vol, par exemple en utilisant des capteurs en ligne et/ou d’autres mesures.
Les caractéristiques de carburant peuvent être détectées de diverses manières, à la fois directes (par exemple à partir de données de capteur correspondant à la caractéristique de carburant en question) et indirectes (par exemple par déduction ou calcul à partir d’autres caractéristiques ou mesures, ou par référence à des données d’un traceur détecté spécifique dans le carburant). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par rapport à un autre carburant, ou en tant que valeurs absolues. Par exemple, un ou plusieurs des procédés de détection suivants peuvent être utilisés :
- La teneur en composés aromatiques ou en cycloparaffines du carburant peut être déterminée sur la base des mesures du gonflement d’un composant de capteur fabriqué à partir d’un matériau d’étanchéité tel qu’un matériau d’étanchéité en nitrile.
- Des substances ou espèces de trace, présentes naturellement dans le carburant ou ajoutées pour agir comme un traceur, peuvent être utilisées pour déterminer des caractéristiques de carburant telles que le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ou si le carburant est le kérosène.
- Les mesures du mode vibratoire d’un cristal piézoélectrique exposé au carburant peuvent être utilisées comme base pour la détermination de diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en composés aromatiques du carburant, la teneur en oxygène du carburant et la stabilité thermique ou le niveau de cokéfaction du carburant - par exemple en mesurant l’accumulation de dépôts de surface sur le cristal piézoélectrique qui entraînera un changement de mode vibratoire.
- Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en collectant des paramètres de performance du moteur à turbine à gaz 10 pendant une première période de fonctionnement (comme pendant le décollage), et éventuellement également pendant une deuxième période de fonctionnement (par exemple pendant la croisière), et en comparant ces paramètres collectés à des valeurs attendues en cas d’utilisation de carburant de propriétés connues.
- Diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, peuvent être déterminées sur la base de mesures de capteur de la présence, de l’absence ou du degré de formation d’une traînée de condensation par la turbine à gaz 10 pendant son fonctionnement.
- Les caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques, peuvent être déterminées sur la base d’une mesure par spectroscopie UV-Vis effectuée sur le carburant.
- Diverses caractéristiques de carburant y compris la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrocarbures aromatiques et le rapport hydrogène sur carbone, peuvent être déterminées par la mesure des substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 pendant son utilisation.
- Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé, lors du fonctionnement de l’aéronef 1, sur la base de mesures prises à mesure que le carburant est brûlé - par exemple en utilisant le débit de carburant et la vitesse d’arbre ou le changement de température à travers la chambre de combustion 16.
- Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en réalisant un changement de fonctionnement agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, en détectant une réponse au changement de fonctionnement ; et en déterminant la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base de la réponse au changement de fonctionnement.
- Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en relation avec des caractéristiques de carburant d’un premier carburant en changeant un carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 du premier carburant à un deuxième carburant, et en déterminant la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du deuxième carburant sur la base d’un changement d’une relation entre T30 et l’une de T40 et T41 (la relation indiquant l’élévation de température à travers la chambre de combustion 16). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par rapport au premier carburant, ou en tant que valeurs absolues, par exemple par référence à des valeurs connues pour le premier carburant.
Dans des exemples dans lesquels un carburant ne peut pas être changé en vol, le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut être pourvu d’une liste d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant, laquelle liste est ensuite utilisée tout au long du vol/jusqu’au prochain événement de ravitaillement. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant sont donc obtenues une seule fois par vol ou événement de ravitaillement, et utilisées plusieurs fois tout au long du vol, à chaque fois qu’un mouvement de VIGV 246 est planifié ou envisagé.
Dans des exemples où un carburant ou un mélange de carburants peut être changé en vol, la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant fourni à la chambre de combustion 16 peuvent changer pendant le vol à mesure que le carburant ou le mélange de carburants est changé, de sorte que les valeurs puissent être obtenues plusieurs fois pendant un vol. Par exemple, le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut obtenir des valeurs pour les caractéristiques de carburant (i) à intervalles réguliers (éventuellement avec la fréquence variant en fonction du stade de vol, par exemple moins fréquemment pendant la croisière que pendant la montée) ; (ii) à chaque fois que le carburant ou le mélange de carburants fourni au moteur à turbine à gaz 10 est changé ; et/ou (iii) avant chaque changement (potentiel) de programmation de VIGV.
Le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut obtenir des données d’un mélange en pourcentage d’un ou plusieurs carburants différents fournis au moteur à turbine à gaz 10 à un certain moment, consulter des données de caractéristiques de carburant pour le/chaque carburant dans un stockage de données, et déterminer/calculer les caractéristiques de carburant pour le carburant/mélange en conséquence. Dans certains exemples, aucune détection ou analyse en vol ne peut être effectuée, et on peut plutôt se fier à des données pré-fournies. Dans d’autres exemples, une détection physique et/ou chimique (soit de la ou des caractéristique(s) de carburant directement, soit d’une ou plusieurs propriétés de carburant ou propriétés de moteur à partir desquelles la ou les caractéristique(s) de carburant peut/peuvent être dérivée(s)) peut être utilisée à la place de, ou en plus de la récupération de données à partir du stockage.
Le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 est donc agencé pour obtenir une ou plusieurs caractéristiques du carburant actuellement fourni au moteur à turbine à gaz 10 de toute manière appropriée.
Une fois qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ont été déterminées pour un carburant actuellement fourni au moteur à turbine à gaz 10, la commande du système de propulsion 2, et en particulier la programmation de VIGV, peut être ajustée sur la base de la ou des caractéristique(s) de carburant déterminée(s). On comprendra que, pour de nombreux aéronefs actuels 1, les changements de programmation de VIGV peuvent uniquement être applicables aux moteurs à turbine à gaz à réducteur 10.
Par exemple, pour une augmentation de 2% du pouvoir calorifique d’un carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10, les VIGV peuvent être ouvertes au décollage d’environ 2% de leur plage (en supposant une plage complète de mouvement/rotation de 40°). Par exemple, pour un aéronef donné 1 avec un angle de VIGV habituel pour le Jet A, les VIGV peuvent être ouvertes au-delà de cet angle habituel de 5% de leur plage (c’est-à-dire déplacés de 2°) si un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur de 5% à celui de Jet A est utilisé. Ce changement de programmation de VIGV peut faciliter le maintien d’une température de gaz de turbine plus constante (par exemple T41). Un changement correspondant peut être réalisé en croisière, bien que l’ampleur du changement de position soit susceptible d’être plus faible. On comprendra que les changements de programmation de VIGV peuvent être adaptés à un aéronef 1 particulier, et/ou à une partie particulière de l’enveloppe de vol (par exemple, le décollage ou la croisière), de manière à atteindre une certaine température de gaz de turbine (par exemple, T41), ou une certaine élévation de température à travers la chambre de combustion 16 (par exemple, la relation entre T30-T41).
À titre d’exemple supplémentaire, pour une augmentation de 30% de la capacité calorifique, les VIGV 246 peuvent être ouvertes de 0,5% supplémentaire au décollage, jusqu’à une limite de 5% de leur plage complète. Cela peut être mis à l’échelle linéairement pour un changement plus petit (ou plus grand) de la capacité calorifique. Un changement correspondant peut être réalisé en croisière, bien que l’ampleur du changement soit susceptible d’être plus faible. De même, une diminution de 30% de la capacité calorifique peut provoquer une fermeture de 0,5% des VIGV 246 au décollage, jusqu’à une limite de 5% de leur plage complète.
Des données supplémentaires peuvent être utilisées conjointement avec les caractéristiques de carburant déterminées pour ajuster la commande des VIGV 246. Par exemple, l’approche décrite peut comprendre la réception des données de paramètres de fonctionnement tels que la vitesse de l’aéronef, le débit d’air et/ou de carburant, la température à l’entrée d’un compresseur 14, et/ou la pression à travers un compresseur 14, des données de température de carburant et/ou des paramètres environnementaux tels que l’altitude. Ces données reçues (par exemple, des paramètres de fonctionnement et/ou environnementaux) peuvent être utilisées pour réaliser ou influencer des changements de la programmation de VIGV. Par exemple, si la température de carburant était plus élevée à l’entrée de la chambre de combustion 16, pour chaque augmentation de 50 degrés de la température de carburant au décollage, les VIGV 246 peuvent être ouvertes de 1%
Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre une ou plusieurs aubes directrices d’entrée orientables -VIGV- 246 à travers/devant lesquels passe le flux d’air dans le compresseur 14 ; et un dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 agencé pour obtenir une ou plusieurs caractéristiques du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 ; et réaliser un changement de programmation de la ou des plusieurs VIGV 246 sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques du carburant obtenues.
Le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut déterminer un changement souhaité de la programmation de VIGV sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant obtenues et commander un actionneur 242 de manière à déplacer la ou les plusieurs VIGV 246 en conséquence.
Dans la mise en œuvre représentée sur la , un dispositif de gestion de programmation de VIGV séparé 240 est fourni pour chaque moteur à turbine à gaz 10. Dans d’autres mises en œuvre, un seul dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut être fourni et peut commander la programmation de VIGV pour les deux (ou tous les) moteurs 10.
Le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 de l’exemple représenté comprend également un récepteur 241 agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant et/ou des demandes de changements de programmation de VIGV. La détermination d’un changement de programmation de VIGV souhaité peut donc être effectuée par le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 lui-même, ou le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut mettre en œuvre un changement déterminé par une autre entité, selon la mise en œuvre.
Un dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être utilisé pour enregistrer et stocker des données de composition de carburant, et éventuellement également pour recevoir des données de capteur (et éventuellement d’autres données) et pour calculer des caractéristiques de carburant sur la base de ces données. Le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut être prévu comme faisant partie de la même entité, ou peut obtenir des données du dispositif de suivi de composition de carburant 202.
Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple décrit comprend une mémoire 202a (qui peut également être appelée stockage informatique) agencée pour stocker les données de caractéristiques de carburant actuelles, et des circuits de traitement 202c agencés pour calculer des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement. Les valeurs calculées peuvent alors remplacer les données de caractéristiques de carburant précédemment stockées dans la mémoire, et/ou peuvent être horodatées et/ou datées et ajoutées à la mémoire. Un journal de données de caractéristiques de carburant au fil du temps peut donc être assemblé.
Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté comprend également un récepteur 202b agencé pour recevoir des données à partir desquelles des caractéristiques de carburant peuvent être calculées, et/ou les caractéristiques de carburant elles-mêmes, et/ou des demandes d’informations de composition de carburant. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté fait partie d’un régulateur électronique moteur (EEC) 42, ou est en communication avec celui-ci. L’EEC 42 peut être agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant calculées. On comprendra qu’un EEC 42 peut être prévu pour chaque moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, ou qu’un seul EEC 42 peut commander les deux ou tous les moteurs 10. En outre, le rôle joué par l’EEC pour le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne représenter qu’une petite partie de la fonctionnalité de l’EEC. En effet, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être fourni par l’EEC, ou peut comprendre un module EEC distinct de l’EEC 42 du moteur dans diverses mises en œuvre. Dans des exemples alternatifs, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne comprendre aucune fonctionnalité de commande de moteur, et peut en revanche simplement fournir des données de composition de carburant à la demande, à utiliser de manière appropriée par un autre système. Éventuellement, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut fournir un changement proposé de la fonctionnalité de commande de moteur pour approbation par un pilote (ou une autre autorité) ; le pilote peut alors mettre en œuvre directement le changement proposé, ou approuver ou rejeter la réalisation automatique du changement proposé.
Le système de propulsion 2 peut donc comprendre un régulateur électronique moteur 42 agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant déterminées, les caractéristiques de carburant étant déterminées sur la base de données fournies par le dispositif de suivi de composition de carburant 202 et/ou le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 et éventuellement d’autres données. Le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 de l’exemple représenté peut faire partie du régulateur électronique moteur (EEC) 42, ou être en communication avec celui-ci qui est agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant. On comprendra que le rôle joué par l’EEC 42 pour le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut ne représenter qu’une petite partie de la fonctionnalité de l’EEC. En effet, le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut être fourni par l’EEC 42, ou peut comprendre un module EEC distinct de l’EEC 42 du moteur dans diverses mises en œuvre. Dans des exemples alternatifs, le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut ne comprendre aucune fonctionnalité de commande de moteur, et peut en revanche fournir des données de programmation de VIGV à la demande, à utiliser de manière appropriée par un autre système. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 et/ou le dispositif de gestion de programmation de VIGV 240 peut/peuvent être prévu(s) en tant qu’unité séparée intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans d’autres systèmes de commande d’aéronef tels que l’EEC 42. Les moyens de suivi de composition de carburant peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble que la fonctionnalité de commande de moteur.
L’EEC 42, qui peut également être considéré comme un dispositif de commande de système de propulsion, peut apporter des changements au système de propulsion 2, et en particulier de la programmation de VIGV, directement, ou peut fournir une notification au pilote (ou à une autre autorité) recommandant le changement, pour approbation. Dans certains exemples, le même dispositif de commande de système de propulsion 42 peut réaliser automatiquement certains changements, et en demander d’autres, en fonction de la nature du changement. Dans certains exemples, la même mise en œuvre peut comprendre la réalisation automatique de certains changements et la demande d’autres, en fonction de la nature du changement. En particulier, les changements qui sont « transparents » pour le pilote – tels que des changements internes des débits du moteur qui n’affectent pas la puissance de sortie du moteur et ne seraient pas remarqués par un pilote – peuvent être réalisés automatiquement, alors que tout changement que le pilote remarquerait peut être notifié au pilote (c’est-à-dire l’apparition d’une notification qui indique que le changement se produira à moins que le pilote n’en décide autrement) ou suggéré au pilote (c’est-à-dire que le changement ne se produira pas sans une contribution positive du pilote). Dans les mises en œuvre dans lesquelles une notification ou une suggestion est fournie à un pilote, celle-ci peut être fournie sur un écran de cockpit de l’aéronef et/ou sous forme d’alarme sonore, et/ou envoyée à un dispositif séparé tel qu’une tablette portable ou un autre dispositif informatique.
Un procédé 3010 de commande d’un système de propulsion 2 d’un aéronef 1 peut donc être mis en œuvre, le système de propulsion 2 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 avec une ou plusieurs VIGV 246 à ou à proximité de l’entrée d’un compresseur 14 du moteur à turbine à gaz 10.
Le procédé 3010 comprend l’obtention 3012 d’une ou plusieurs caractéristiques du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10. L’obtention 3012 peut être effectuée en récupérant des données du stockage et/ou en détectant physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs propriétés de carburant. L’étape d’obtention 3012 peut être effectuée une seule fois, par exemple lors d’un ravitaillement ou au début d’un vol. Particulièrement dans les exemples où un carburant ou un mélange de carburants peut être changé en vol, l’étape d’obtention 3012 peut être effectuée de manière répétée au cours d’un vol.
Le procédé 3010 comprend la réalisation 3014 d’un changement de la programmation de la ou des plusieurs VIGV 246 sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques obtenues du carburant, par exemple en déplaçant une VIGV d’une certaine quantité (par exemple une rotation d’un certain angle), dans une certaine direction.
Dans les mises en œuvre avec un carburant variable en vol, l’étape d’obtention 3012 et l’étape 3014 de réalisation d’un changement sur la base des données obtenues peuvent être répétées ensemble à chaque fois qu’un changement de position de VIGV est considéré, ou l’étape d’obtention 3012 peut être effectuée à intervalles. Dans les mises en œuvre avec un seul carburant constant en vol, l’étape d’obtention 3012 peut être effectuée une seule fois et l’étape 3014 de réalisation d’un changement peut être effectuée plusieurs fois au cours d’un vol, en utilisant les mêmes données obtenues. En variante, l’étape d’obtention 3012 peut à nouveau être effectuée à intervalles, par exemple pour vérification.
Comme décrit ci-dessus, les inventeurs ont apprécié que la connaissance du ou des carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 puisse permettre une commande plus efficace et adaptée du système de propulsion 2 - comme pour la commande de programmation de VIGV décrite ici. Dans certains cas, les caractéristiques de carburant peuvent être fournies à l’aéronef 1 par un tiers, par exemple par un fournisseur lors du ravitaillement. Cependant, dans d’autres cas, la connaissance préalable des caractéristiques de carburant peut ne pas être disponible. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant agencé pour être fourni à un moteur à turbine à gaz 10 d’un aéronef 1 peuvent donc être déterminées à bord de l’aéronef 1, et éventuellement utilisées ensuite pour influencer la commande du système de propulsion 2.
Dans les exemples décrits ci-dessous, le système de propulsion 2 de l’aéronef est utilisé pour réaliser une « expérience » afin de déterminer, ou de fournir des données utiles pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Cette réalisation d’une « expérience » comprend la réalisation d’un changement de fonctionnement du système de propulsion 2 et la détermination de l’effet de ce changement de fonctionnement - une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent alors être déterminées à partir de la réponse au changement de fonctionnement connu. Les caractéristiques de carburant peuvent comprendre une ou plusieurs de celles énumérées ci-dessus.
Plus spécifiquement, un changement de fonctionnement est réalisé, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion 2. Le changement de fonctionnement est sélectionné pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 d’une manière dépendante d’au moins une caractéristique de carburant.
Le changement de fonctionnement est un changement du fonctionnement actuel ou prévu du système de propulsion 2. Par exemple, une aube directrice d’entrée orientable (VIGV) 246 peut se déplacer, et une réponse à ce mouvement est détectée. En variante, une VIGV peut être maintenue stationnaire dans une condition/à un moment où elle se déplacerait normalement, et une réponse à ce changement par rapport à la procédure de fonctionnement standard peut être surveillée. Le changement de fonctionnement peut donc, dans certains cas, être une décision de ne pas réaliser un changement de fonctionnement qui serait normalement réalisé dans ces circonstances. On comprendra que cela peut être considéré comme l’inverse de l’approche 3012, 3014 décrite ci-dessus - plutôt que d’obtenir une ou plusieurs caractéristiques de carburant et de changer la programmation de VIGV sur la base de ces caractéristiques de carburant pour obtenir une réponse souhaitée, un changement de la programmation de VIGV est réalisé et une ou plusieurs caractéristiques de carburant sont déduites ou déterminées à partir de la réponse à ce changement de programmation.
Par exemple, les VIGV 246 peuvent se déplacer de manière à maintenir une température T41 ou une relation entre T30-T41 constante lors du changement de carburant (par exemple, T41 moins T30 ou T40 moins T30, indiquant une élévation de température de la chambre de combustion) ; le mouvement requis pour maintenir la température ou la relation entre les températures constante peut ensuite être utilisé pour identifier un changement du pouvoir calorifique entre le carburant initial (avant le changement de carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10) et le nouveau carburant.
En supposant que le débit massique de carburant est maintenu constant lors du changement de carburant, une augmentation de l’élévation de température à travers la chambre de combustion 16 (T40-T30) est susceptible d’être observée lors d’un passage à un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur si aucun changement de programmation de VIGV n’est réalisé. S’il est décidé de ne pas changer la programmation de VIGV en changeant le carburant/en observant que l’élévation de température commence à augmenter, le changement de l’élévation de température à travers la chambre de combustion 16 peut être utilisé pour calculer le changement du pouvoir calorifique du carburant. Pour les SAF et les mélanges de SAF actuels, un changement d’élévation de température d’au moins 2% ou 3% peut être observé par rapport au kérosène, ce qui peut correspondre à un changement de plus de 30°C, ou de plus de 50°C.
Si la vitesse/poussée d’arbre basse pression est maintenue constante au lieu du débit massique de carburant, une élévation de T41 peut encore être observée en raison du pouvoir calorifique supérieur du nouveau carburant si aucun changement de programmation de VIGV n’est réalisé, et l’ampleur de ce changement peut être utilisée pour déduire le changement de pouvoir calorifique. Un changement d’environ 3°C peut être observé pour chaque changement de 3% du pouvoir calorifique de carburant.
Comme décrit ci-dessus, un compresseur 14 ne pompera l’air de manière stable que jusqu’à un certain rapport de pression du moteur (le Rapport de Pression du Moteur (EPR) est le rapport de la pression de décharge de la turbine (P42) divisée par la pression à l’entrée du compresseur (P26)) ; si l’EPR est dépassé, le flux d’air deviendra instable. Cela se produit au niveau de ce que l’on appelle ligne de pompage sur une carte de compresseur. Le moteur est conçu pour maintenir le compresseur en fonctionnement à une petite distance en dessous de la ligne de pompage, sur une ligne de fonctionnement d’une carte de compresseur. La distance entre les deux lignes peut être appelée marge de pompage. Un changement des caractéristiques de carburant peut augmenter ou diminuer le rapport de pression de fonctionnement, déplaçant ainsi la ligne de fonctionnement vers ou loin de la ligne de pompage. Si l’intervalle entre les lignes/la marge de pompage diminue à zéro, un décrochage du compresseur peut en résulter.
Les compresseurs modernes 14 sont conçus et commandés, généralement par l’EEC 42, pour éviter ou limiter le décrochage dans la plage de fonctionnement d’un moteur. Alors que le pompage du compresseur doit généralement être complètement évité, le point précis auquel un petit décrochage se produit pour un débit de carburant donné peut être utilisé pour déduire les caractéristiques de carburant. Le compresseur 14 reviendra alors à un débit normal une fois que le rapport de pression du moteur sera réduit à un niveau auquel le compresseur peut maintenir un flux d’air stable.
Par exemple, pour un débit de carburant donné, le pouvoir calorifique du carburant a un effet sur la température à l’entrée de la turbine, et donc sur les rapports pression/température du moteur. La surveillance de la proximité du décrochage du compresseur 14 après changement de la géométrie de VIGV, ou après changement de carburant et non changement de la géométrie de VIGV, peut donc permettre de déterminer ou de déduire un pouvoir calorifique ou un autre paramètre du carburant.
Alors que les modèles de flux d’air peuvent être mesurés dans certaines mises en œuvre, les angles de VIGV et les effets secondaires tels que les changements de température et de pression peuvent être plus faciles à mesurer directement. Par exemple, ainsi que les changements de la relation entre T30-T41, l’ouverture des VIGV 246 entraîne souvent une P30 plus élevée et une augmentation du rapport de pression global à travers le système de compression. En outre, les informations de position de VIGV peuvent être directement disponibles à partir d’un ou plusieurs actionneurs 242.
D’autres exemples de changements de fonctionnement, à part les changements de programmation de VIGV, peuvent inclure l’ajustement ou l’annulation d’un ajustement d’un ou plusieurs parmi :
- la composition de carburant (par exemple, la variation d’un % de mélange de carburants provenant de deux sources/réservoirs différents 50, 53) ;
- la température de carburant (par exemple la température du carburant entrant dans la chambre de combustion 16) ou une ou plusieurs autres caractéristiques de gestion thermique ;
- la poussée du moteur ;
- le débit de carburant ;
- le taux de déversement de la pompe à carburant ; et
- l’injection d’eau dans la chambre de combustion 16.
Par exemple, si un changement de carburant est réalisé alors que la turbine à gaz 10 est maintenue en fonctionnement à une vitesse/poussée fixe et le débit massique de carburant a diminué mais pas le débit volumétrique, alors on peut en déduire que le nouveau carburant a une densité plus faible, et la densité peut être calculée en conséquence. On comprendra que, pour de nombreux capteurs de débit actuels, un changement de débit peut être plus précis qu’une valeur absolue, permettant ainsi de calculer la densité avec plus de précision lors du changement de carburant, par référence à des valeurs pour le premier carburant, que ce qui pourrait être possible en utilisant les valeurs de débit de capteur pour un seul carburant.
À titre d’exemple supplémentaire, si le flux d’air et/ou le flux d’huile vers un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile 118 est/sont réduit(s) lors du changement de carburant et aucune augmentation de pression (ou une augmentation de pression plus faible que celle attendue pour le carburant d’origine) n’est observée à travers l’ensemble ou une partie du circuit de carburant 3 et/ou si aucun changement de température de carburant (ou un changement de température de carburant plus petit que celui attendu pour le carburant d’origine) n’est observé, on peut en déduire que le nouveau carburant a une meilleure capacité calorifique et/ou stabilité thermique (l’absence d’augmentation de pression indiquant l’absence de formation de dépôt de carbone). (Le circuit de carburant 3 comprend le trajet de carburant entre les réservoirs 50, 53 et le(s) moteur(s) 10, comprenant tous les pipelines et composants le long de cet itinéraire.) On comprendra que la réduction du flux d’air vers l’échangeur de chaleur air-huile 118 (qui peut être appelé refroidisseur d’air) entraînerait moins de refroidissement de l’huile et, par conséquent, moins d’évacuation de chaleur du moteur 10, et donc un moteur 10 plus chaud et plus de chaleur dans le carburant, et que la réduction du flux d’huile vers l’échangeur de chaleur air-huile 118 peut amener plus d’huile chaude à être dirigée vers un échangeur de chaleur carburant-huile (non représenté), ajoutant ainsi directement de la chaleur au carburant.
À titre d’exemple supplémentaire, dans un moteur à turbine à gaz 10 comprenant une chambre de combustion 16 avec de multiples modes de combustion différents, un changement de la génération de nvPM peut être surveillé lorsqu’un changement est réalisé entre les modes de combustion - le changement observé de la génération de nvPM peut être utilisé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant, par exemple le pourcentage de SAF ou le potentiel de génération de nvPM lui-même.
De multiples changements de fonctionnement peuvent être réalisés simultanément, ou successivement, et le comportement du système de propulsion 2 peut être surveillé pendant une période de temps, en rassemblant des données pour déterminer la ou les plusieurs caractéristiques de carburant d’intérêt.
Dans certains exemples, l’aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou peut avoir de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent chacun le même carburant, et/ou sont reliés fluidiquement, ou sont en communication fluidique avec le moteur à turbine à gaz 10, de sorte qu’un seul type de carburant soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 entre des événements de ravitaillement - c’est-à-dire que les caractéristiques de carburant peuvent rester constantes tout au long d’un vol.
Dans d’autres exemples, l’aéronef 1 peut avoir une pluralité de réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent des carburants de compositions différentes, et le système de propulsion 2 peut comprendre un système de distribution de carburant réglable, permettant de sélectionner le(s) réservoir(s) 50, 53, et donc quel carburant/mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol, et un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes. Dans de tels exemples, le même changement de fonctionnement peut être effectué à plusieurs instants différents, un système de gestion active de carburant 214 étant agencé pour changer le carburant, ou le mélange de carburants, entre ces instants. Des caractéristiques de carburant pour les multiples carburants différents à bord peuvent donc être déterminées.
Par exemple, dans des mises en œuvre dans lesquelles la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 est changée, une réponse à ce changement de fonctionnement peut être ou comprendre (i) un changement de la puissance de sortie du moteur à turbine à gaz 10 ; ou (ii) un changement de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant.
Une fois qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ont été déterminées pour un carburant actuellement fourni au moteur à turbine à gaz 10, la commande du système de propulsion 2 peut être ajustée sur la base des caractéristiques de carburant déterminées.
Des données supplémentaires peuvent être utilisées conjointement avec les caractéristiques de carburant déterminées pour ajuster la commande du système de propulsion 2. Par exemple, le procédé peut comprendre la réception de données des conditions actuelles autour de l’aéronef 1 (soit d’un fournisseur, tel qu’un organisme tiers de surveillance météorologique, soit de détecteurs embarqués). Ces données reçues (par exemple, les données météorologiques, la température, l’humidité, la présence d’une traînée de condensation, etc.) peuvent être utilisées pour réaliser ou influencer des changements de la commande de système de propulsion. Au lieu, ou en plus d’utiliser des données météorologiques « en temps réel » ou quasiment en temps réel, les données météorologiques prévues pour l’itinéraire de l’aéronef peuvent également être utilisées pour estimer les conditions actuelles.
À titre d’exemple supplémentaire, dans des mises en œuvre dans lesquelles le système de propulsion 2 comprend une pluralité de réservoirs de carburant non reliés fluidiquement 50, 53, la réalisation d’un changement de fonctionnement peut comprendre le changement de ou consister à changer le réservoir 50, 53 dans lequel le carburant est prélevé, ou changer le pourcentage de carburant prélevé dans un réservoir particulier, changeant ainsi la composition de carburant.
La réponse à un changement de composition de carburant peut consister en ou comprendre un ou plusieurs des exemples ci-dessous :
(i) un changement de la puissance de sortie du moteur à turbine à gaz 10 ;
(ii) un changement de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant ;
(iii) un changement de la formation de traînée de condensation (les traînées de condensation peuvent être détectées visuellement et/ou par un capteur infrarouge, ou peuvent être déduites de mesures de température, de pression et d’humidité, entre d’autres variables, par exemple) ;
(iv) un changement du Rapport de Pression du Moteur ;
(v) un changement de la relation entre une température à la sortie du compresseur - T30 - et une température à l’entrée du rotor de la turbine - T41 ;
(vi) un changement de la relation entre une pression totale à la sortie du compresseur - P30 - et une pression totale à l’entrée du rotor de la turbine - P41.
Dans les exemples décrits, une turbine 17 du moteur 10 comprend un rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite. Une température à l’entrée du rotor de la turbine - T41 - est définie comme une température moyenne de flux d’air au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine 17 dans des conditions de croisière. De même, une pression à l’entrée du rotor de la turbine - P41 - est définie comme étant la pression totale de flux d’air au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine 17 dans des conditions de croisière.
Le moteur 10 comprend également un compresseur 15 ayant une sortie, et une température à la sortie du compresseur - T30 - est définie comme une température moyenne de flux d’air à la sortie du compresseur 15 dans des conditions de croisière. De même, une pression à la sortie du compresseur - P30 - est définie comme étant la pression totale de flux d’air à la sortie du compresseur 15 dans des conditions de croisière. Dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz 10 comprend de multiples compresseurs ; la température ou la pression à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la température ou la pression à la sortie du compresseur 15 à la plus haute pression. Le compresseur 15 peut comprendre un ou plusieurs rotors ayant chacun un bord d’attaque et un bord de fuite ; la température ou la pression à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la température ou la pression à la position axiale du bord de fuite du rotor le plus en arrière du compresseur.
Entre le poste 40 (la sortie de la chambre de combustion) et le poste 41 (l’entrée de la turbine haute pression 17) il est généralement prévu un ensemble d’aubes de distributeur de turbine qui peuvent se déplacer pour modifier le flux dans la turbine rotative 17; celles-ci sont souvent décrites comme aubes directrices d’entrée orientables - VIGV 246 - comme décrit ci-dessus.
Une fois qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ont été déterminées pour un carburant actuellement fourni au moteur à turbine à gaz, la commande du système de propulsion 2 peut être ajustée sur la base des caractéristiques de carburant déterminées.
De plus ou en variante, un profil de vol planifié peut être changé sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déterminées.
Tel qu’utilisé ici, le terme « profil de vol » fait référence aux caractéristiques opérationnelles (par exemple, hauteur/altitude, réglage de puissance, angle de trajectoire de vol, vitesse aérodynamique, et analogue) d’un aéronef 1 lorsqu’il vole le long d’une route de vol, ainsi qu’à la trajectoire/route de vol (itinéraire) elle-même. Les changements d’itinéraire sont donc inclus dans le terme « profil de vol » tel qu’utilisé ici.
Des données supplémentaires peuvent être utilisées conjointement avec les caractéristiques de carburant déterminées pour ajuster la commande du système de propulsion 2 et/ou des changements du profil de vol, comme décrit ci-dessus par rapport à la commande du système de propulsion 2.
Une fois que la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement ont été déterminées, le système de propulsion 2 peut être commandé sur la base des caractéristiques de carburant calculées.
Par exemple :
- Un paramètre de fonctionnement d’un système de gestion thermique de l’aéronef (par exemple un échangeur de chaleur carburant-huile ou un échangeur de chaleur air-huile 118) peut être changé, ou la température de carburant fourni à la chambre de combustion 16 du moteur 10 peut être changée.
- Lorsque plus d’un carburant est stocké à bord d’un aéronef 1, la sélection du carburant à utiliser pour telle ou telle opération (par exemple, pour des opérations au sol par opposition au vol, pour un démarrage à basse température ou pour des opérations avec des demandes de poussée différentes) ou à tel ou tel moment du vol peut être réalisée sur la base des caractéristiques de carburant telles que le % de SAF, le potentiel de génération de nvPM, la viscosité et le pouvoir calorifique. Un système de distribution de carburant peut donc être commandé de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant.
- Une ou plusieurs gouvernes de l’aéronef 1 peuvent être ajustées de manière à changer d’itinéraire et/ou d’altitude sur la base de la connaissance du carburant.
- Le pourcentage de déversement d’une pompe à carburant (c’est-à-dire la proportion de carburant pompé remis en circulation au lieu d’être transmis à la chambre de combustion) peut être changé, par exemple sur la base du % de SAF du carburant. La pompe et/ou une ou plusieurs soupapes peuvent donc être commandées de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant.
- Des changements de la programmation d’aubes directrices d’entrée orientables (VIGV 246) peuvent être réalisés sur la base des caractéristiques de carburant. Les VIGV 246 peuvent donc se déplacer, ou un déplacement des VIGV peut être annulé, selon le cas sur la base des caractéristiques de carburant.
Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de suivi de composition de carburant 202 agencé pour enregistrer et stocker des données de composition de carburant, et éventuellement également pour recevoir des données d’un changement de fonctionnement et des données de mesure relatives à une réponse au changement de fonctionnement et pour calculer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base de ces données (et éventuellement également sur la base d’autres données, telles que des données de mesure relatives à des réponses à un ou plusieurs autres changements de fonctionnement, ou des tables de référence).
Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être prévu en tant qu’unité de suivi de composition de carburant séparée intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants.
Les données provenant du dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être utilisées pour ajuster la commande du système de propulsion 2, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant.
Dans l’exemple représenté, deux capteurs 204 sont prévus, chacun étant agencé pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs caractéristiques des performances du moteur à turbine à gaz. Dans différentes mises en œuvre, différents nombres et/ou types de capteurs peuvent être fournis. Par exemple, un ou plusieurs capteurs de pression et/ou de température 204 peuvent être fournis, un capteur de débit de carburant peut être fourni et/ou un ou plusieurs capteurs chimiques peuvent être fournis, par exemple pour détecter les caractéristiques d’échappement ou les composants de carburant. Les capteurs 204 et le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être décrits ensemble comme un système de suivi de composition de carburant 203, comme le montre la . Dans certaines mises en œuvre, des capteurs préexistants peuvent être utilisés de sorte que la mise en œuvre du procédé 2090 décrit ci-dessous puisse ne nécessiter aucun changement matériel. Dans d’autres mises en œuvre, un ou plusieurs capteurs supplémentaires peuvent être ajoutés au système de propulsion 2.
Le système de suivi de composition de carburant 203 comprend un dispositif de suivi de composition de carburant 202, ou un autre module de détermination de composition de carburant 210. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple décrit comprend une mémoire 202a agencée pour stocker les données de caractéristiques de carburant actuelles, et des circuits de traitement 202c agencés pour calculer des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant brûlé dans le moteur 10. Les valeurs calculées peuvent alors remplacer les données de caractéristiques de carburant précédemment stockées dans la mémoire, et/ou peuvent être horodatées et/ou datées et ajoutées à la mémoire. Un journal de données de caractéristiques de carburant au fil du temps peut donc être assemblé. Dans d’autres mises en œuvre, un journal peut ne pas être conservé et, en effet, des décisions de commande instantanées peuvent être prises sans stocker les données de composition de carburant pendant une période prolongée. Dans de telles mises en œuvre, le terme module de détermination de composition de carburant 210 peut être privilégié par rapport à un dispositif de suivi de composition de carburant 202, étant donné que les données antérieures peuvent ne pas être suivies - les termes peuvent autrement être utilisés comme synonymes.
Dans la mise en œuvre représentée sur la , un module de détermination de composition de carburant séparé 210 est fourni pour chaque moteur à turbine à gaz 10. Dans d’autres mises en œuvre, un seul module de détermination de composition de carburant 210 peut être fourni.
Le dispositif de suivi de composition de carburant 202, 210 de l’exemple représenté comprend également un récepteur 202b agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant et/ou des demandes d’informations de composition de carburant.
Le système de propulsion 2 peut comprendre un régulateur électronique moteur 42 agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant déterminées, sur la base des données fournies par le dispositif de suivi de composition de carburant 202 et éventuellement d’autres données. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté peut faire partie du régulateur électronique moteur (EEC) 42 ou être en communication avec celui-ci, et l’EEC 42 peut être agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant. On comprendra qu’un EEC 42 peut être prévu pour chaque moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, et/ou que le rôle joué par l’EEC 42 dans ou pour le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne représenter qu’une petite partie de la fonctionnalité de l’EEC. En effet, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être fourni par l’EEC 42, ou peut comprendre un module EEC distinct de l’EEC 42 du moteur dans diverses mises en œuvre. Dans des exemples alternatifs, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne comprendre aucune fonctionnalité de commande de moteur, et peut en revanche simplement fournir des données de composition de carburant à la demande, à utiliser de manière appropriée par un autre système. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être prévu en tant qu’unité de commande de système de propulsion séparée intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans d’autres systèmes de commande d’aéronef. Les moyens de suivi de composition de carburant peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble que la fonctionnalité de commande de moteur, ou séparément.
L’EEC 42, qui peut également être considéré comme un dispositif de commande de système de propulsion, peut apporter des changements au système de propulsion 2 directement, ou peut fournir une notification au pilote recommandant le changement, pour approbation, comme discuté ci-dessus. Dans certains exemples, le même dispositif de commande de système de propulsion 42 peut réaliser automatiquement certains changements, et en demander d’autres, en fonction de la nature du changement, comme discuté ci-dessus.
Le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut également fournir des recommandations concernant les changements de profil de vol. En variante ou en plus, le système de propulsion 2 peut en outre comprendre un dispositif d’ajustement de profil de vol agencé pour changer un profil de vol planifié sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant, et éventuellement d’autres données. Le dispositif d’ajustement de profil de vol peut être prévu en tant qu’unité de commande de système de propulsion séparée intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Les moyens de suivi de composition de carburant peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble.
Un procédé 2090 de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz 10 d’un aéronef 1 peut donc être mis en œuvre, le moteur à turbine à gaz 10 faisant partie d’un système de propulsion 2.
Le procédé 2090 comprend la réalisation 2092 d’un changement de fonctionnement, le changement de fonctionnement étant provoqué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion 2 et agencé pour avoir un effet mesurable sur le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10. Le changement de fonctionnement est tout changement approprié du fonctionnement du système de propulsion qui aura un effet sur le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, et peut être ou comprendre le déplacement d’un composant du système de propulsion 2 (par exemple le déplacement d’une VIGV, le changement de la vitesse de la pompe, la déviation du carburant et/ou l’ouverture d’une soupape de purge), ou peut être ou comprendre le non-déplacement d’un composant du système de propulsion 2 dans une situation où, suivant des procédures de fonctionnement normales, il se déplacerait normalement. Le changement de fonctionnement peut être temporaire et peut être inversé dès qu’un temps suffisant s’est écoulé pour que tout effet sur le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 soit détecté (en notant qu’un intervalle de temps peut être laissé pour permettre à tout effet transitoire de s’estomper dans certains cas, comme décrit plus en détail ci-dessous).
Le procédé 2090 comprend en outre la détection 2094 d’une réponse au changement de fonctionnement - par exemple un changement d’un(e) ou plusieurs pressions, températures, vitesses d’arbre et/ou rapports tels que le rapport de pression du moteur. En variante ou en plus, le changement peut être un changement de la formation de traînée de condensation, de la cokéfaction ou tout autre paramètre de moteur approprié. La réponse dans le temps peut être évaluée au lieu, ou en plus de l’examen des valeurs à des moments définis avant et après le changement.
Le procédé 2090 comprend en outre la détermination 2096 de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant brûlé par le moteur à turbine à gaz 10 sur la base de la réponse au changement de fonctionnement.
Dans certaines mises en œuvre, le procédé 2090 peut en outre comprendre la réalisation 2098 d’un ou plusieurs changements du fonctionnement de l’aéronef et/ou du profil de vol planifié après que la détermination 2096 est réalisée, sur la base de la ou des caractéristique(s) de carburant déterminée(s), par exemple de manière à améliorer l’efficacité du moteur ou réduire l’impact sur le climat (par exemple en ajustant la formation de traînée de condensation). Dans d’autres mises en œuvre, la connaissance des caractéristiques de carburant peut ne pas être utilisée pour changer le fonctionnement de l’aéronef, mais peut être utilisée pour influencer les choix de ravitaillement et/ou pour vérifier que les données de carburant fournies pour un carburant sont correctes. En cas de discordance significative entre les caractéristiques de carburant déterminées et les caractéristiques de carburant attendues, l’aéronef 1 peut être renvoyé à un poste de ravitaillement pour vérification du carburant, et/ou des vérifications supplémentaires peuvent être effectuées. L’EEC 42 peut être agencé pour fournir un avertissement/une alerte à un pilote dans de tels scénarios. Dans certaines mises en œuvre, « l’expérience » peut donc être effectuée très tôt lors du fonctionnement de l’aéronef – par exemple pendant le réchauffement du moteur et/ou d’autres opérations préalables au roulage, ou pendant les premiers stades du roulage, afin de faciliter le retour à un poste de ravitaillement si nécessaire.
Le changement de fonctionnement réalisé à l’étape 2092 peut temporairement avoir un effet néfaste (généralement mineur) sur le fonctionnement du moteur ; par exemple en diminuant l’efficacité ou en poussant le système de propulsion 2 plus près des limites de son enveloppe de fonctionnement - un tel effet néfaste temporaire sur le fonctionnement du moteur peut être acceptable en raison des améliorations des performances du moteur qui peuvent ensuite être apportées une fois que les caractéristiques de carburant sont connues ; en optimisant les performances du moteur pour le type de carburant. Dans certaines mises en œuvre, le changement de fonctionnement réalisé à l’étape 2092 peut être réalisé pendant que le moteur 10 est au ralenti avec l’aéronef 1 au sol, de sorte que le fonctionnement en vol ne soit jamais affecté de manière préjudiciable. Dans les mises en œuvre avec de multiples sources de carburant, le carburant ou le mélange fourni au moteur 10 peut être changé au ralenti pour permettre de déterminer et de stocker une ou plusieurs caractéristiques de carburant de chaque carburant stocké pour référence ultérieure.
Dans les mises en œuvre dans lesquelles un dispositif de suivi de composition de carburant 202 tel que décrit ci-dessus est utilisé pour effectuer le procédé 2090, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être agencé pour :
recevoir des informations concernant un changement de fonctionnement, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion 2 et agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 ;
recevoir des données correspondant à une réponse au changement de fonctionnement ; et
déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz 10 sur la base de la réponse au changement de fonctionnement, telle que déterminée à partir des données reçues.
Dans les exemples décrits ci-dessous, une ou plusieurs températures et/ou pressions à l’intérieur du moteur à turbine à gaz 10 (et éventuellement une relation entre les températures et/ou les pressions à différents points à l’intérieur du moteur à turbine à gaz 10) sont utilisées pour déterminer ou fournir des données utiles pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant actuellement brûlé dans le moteur 10.
En particulier, dans les exemples utilisant une ou plusieurs températures, chaque température ou la relation entre les températures est notée pour un premier carburant, et ensuite notée à nouveau après un changement de carburant. Une différence des caractéristiques de carburant, par exemple un pouvoir calorifique accru, peut donc être déterminée à partir d’une différence de température(s) ou d’une relation entre les températures. Au lieu « d’effectuer une expérience » pour un seul carburant actuellement brûlé, le changement de carburant est la différence, et une réponse au changement de carburant est utilisée pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant.
Par exemple, T41, ou une relation entre T30 et T41, peut changer en fonction du % de SAF d’un carburant si l’ajustement de VIGV automatique (par exemple pour maintenir T41 ou la relation entre les températures constante) est annulé ou retardé. Un changement d’environ 5°C de T41 peut se produire, par exemple, en cas de changement entre le kérosène et un SAF actuellement utilisé. On comprendra que la programmation de VIGV peut être traditionnellement basée sur le maintien d’un niveau constant d’une ou plusieurs parmi T40, T41, T30 ou de la relation entre T30-T41, et que le fait de permettre à la température de changer et de voir de combien, plutôt que de déplacer automatiquement les VIGV 246, peut permettre de déduire les caractéristiques de carburant.
Les changements de température(s) ou d’une relation entre les températures peuvent être utilisés pour identifier les caractéristiques de carburant relatives, plutôt que des valeurs absolues - par exemple une augmentation de 8% du pouvoir calorifique par rapport au carburant précédent ou de référence - dans certains exemples. Dans d’autres exemples, des valeurs absolues peuvent être calculées, éventuellement par référence à des données qui peuvent comprendre des valeurs absolues pour le carburant précédent ou de référence.
Une ou plusieurs pressions peuvent également changer - dans certains cas, à la fois les pressions et les températures peuvent être surveillées, et un changement détecté de l’une est utilisé pour vérifier un changement détecté de l’autre.
Dans des exemples supplémentaires ou alternatifs utilisant des pressions, une ou plusieurs pressions et/ou une relation entre les pressions est/sont notée(s) pour un premier carburant, et ensuite notée(s) à nouveau après un changement de carburant. Une différence des caractéristiques de carburant, par exemple un pouvoir calorifique accru, peut donc être déterminée à partir d’une différence de pression(s) ou d’une relation entre les pressions. Comme pour les changements de température, les changements de pression(s) peuvent être utilisés pour identifier les caractéristiques de carburant relatives, plutôt que des valeurs absolues - par exemple une augmentation de 8% du pouvoir calorifique par rapport au carburant précédent ou de référence - dans certains exemples. Dans d’autres exemples, des valeurs absolues peuvent être calculées, éventuellement par référence à des données pour le carburant précédent ou de référence.
Dans divers exemples, les pressions et les températures sont détectées, mesurées, calculées ou autrement déduites, et les deux peuvent être utilisées pour déterminer les caractéristiques de carburant.
Le système de propulsion 2 peut comprendre une ou plusieurs aubes directrices d’entrée orientables - VIGV 246 - ainsi qu’une pompe à carburant. Aucun changement de la position des VIGV 246 et/ou du débit de carburant ne peut être réalisé lors du changement de carburant, au moins jusqu’après la collecte des données de température et/ou de pression mises à jour, de manière à permettre la surveillance de tout changement de température(s) et/ou de pression(s) avec une interférence minimale/variation minimale de la commande de moteur au-delà du type de carburant.
De multiples relations entre les températures, entre de multiples températures de moteur à turbine à gaz, peuvent être utilisées dans certains exemples. Dans des exemples supplémentaires ou alternatifs, de multiples relations entre les pressions, entre de multiples pressions de moteur à turbine à gaz, peuvent être utilisées.
Dans les exemples décrits, un équipement de combustion 16, par exemple étant ou comprenant une chambre de combustion 16, brûle le carburant dans le moteur à turbine à gaz 10. La chambre de combustion 16 a une sortie, et une température à la sortie de la chambre de combustion - T40 - est définie comme une température moyenne de flux d’air à la sortie de la chambre de combustion dans des conditions de croisière. De même, une pression à la sortie de la chambre de combustion - P40 - est définie comme étant la pression totale de flux d’air à la sortie de la chambre de combustion dans des conditions de croisière. Le flux d’air provenant de la chambre de combustion 16 entre ensuite dans une turbine 17.
Dans les exemples décrits, une turbine 17 du moteur 10 comprend un rotor ayant un bord d’attaque et un bord de fuite. Une température à l’entrée du rotor de la turbine - T41 - est définie comme une température moyenne de flux d’air au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine 17 dans des conditions de croisière. De même, une pression à l’entrée du rotor de la turbine - P41 - est définie comme étant la pression totale de flux d’air au niveau du bord d’attaque du rotor de la turbine 17 dans des conditions de croisière.
Le moteur comprend également un compresseur 15 ayant une sortie, et une température à la sortie du compresseur - T30 - est définie comme une température moyenne de flux d’air à la sortie du compresseur 15 dans des conditions de croisière. De même, une pression à la sortie du compresseur - P30 - est définie comme étant la pression totale de flux d’air à la sortie du compresseur 15 dans des conditions de croisière. Dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz 10 comprend de multiples compresseurs 14, 15 ; la température ou la pression à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la température ou la pression à la sortie du compresseur 15 à la plus haute pression. Le compresseur 15 peut comprendre un ou plusieurs rotors ayant chacun un bord d’attaque et un bord de fuite ; la température ou la pression à la sortie du compresseur peut être définie comme étant la température ou la pression à la position axiale du bord de fuite du rotor le plus en arrière du compresseur.
Une ou plusieurs des températures et/ou des pressions énumérées sont utilisées pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Un changement d’une relation entre T41 et T30, et/ou entre P41 et P30, peut être utilisé pour déterminer la ou les plusieurs caractéristiques de carburant. T40 ou P40 peut être utilisée en plus ou à la place de T41 ou P41 dans certains exemples.
Dans diverses mises en œuvre, l’air de refroidissement qui est à des températures T30 peut être introduit à travers une aube de distributeur de turbine à la sortie de la chambre de combustion 16, entre les postes T40 et T41. Dans certaines mises en œuvre, en particulier dans les mises en œuvre dans lesquelles la quantité d’air de refroidissement ajoutée varie, T40 peut être sélectionnée à la place de T41 pour éviter toute variabilité de T41 due à la quantité d’air de refroidissement influençant les changements de relation/température.
Comme mentionné ci-dessus, T30, T41, P30 et P41 et toutes autres pressions et températures numérotées énumérées ici sont définies à l’aide de la numérotation de postes énumérée dans la norme SAE AS755, en particulier :
- P30 = Pression Totale à la Sortie du Compresseur Haute Pression (HPC)
- T30 = Température à la Sortie du HPC
- P40 = Pression Totale à la Sortie de la Chambre de Combustion
- T40 = Température à la Sortie de la Chambre de Combustion
- P41 = Pression Totale à l’Entrée du Rotor de la Turbine Haute Pression (HPT)
- T41 = Température à l’Entrée du Rotor de la HPT
Dans les moteurs actuels 10, T40 et T41 ne sont généralement pas mesurées directement en utilisant la technologie de mesure classique, telle que des thermocouples, en raison de la température élevée. Une mesure directe de température peut être prise optiquement mais, en variante ou en plus, les valeurs de T40 et/ou T41 peuvent à la place être déduites d’autres mesures (par exemple en utilisant des lectures de thermocouples utilisés pour la mesure de température à d’autres postes et la connaissance de l’architecture du moteur à turbine à gaz et des propriétés thermiques).
La relation entre les valeurs de pression ou de température au poste 30 et au poste 40 ou 41 dépend de la manière dont le moteur 10 est commandé/du paramètre qui est maintenu constant.
Par exemple, pour un moteur 10 fonctionnant à un débit de carburant fixe (gravimétrique), T41 augmenterait généralement avec l’introduction de SAF, ou d’un mélange comprenant plus de SAF, en raison du pouvoir calorifique généralement plus élevé. Ce changement de T41 (ou de manière équivalente de T40) est ensuite suivi d’une augmentation correspondante des vitesses d’arbre et de T30/P30. Après les changements transitoires de la relation lors du changement de type de carburant, la relation entre T30-T41 en régime permanent peut revenir à son état initial.
Si, en revanche, le moteur 10 fonctionne avec une vitesse d’arbre fixe, le débit massique de carburant diminue lorsqu’un carburant à pouvoir calorifique supérieur est utilisé, et le débit de noyau augmente. Après les changements transitoires de la relation lors du changement du débit massique de carburant, la relation entre T30-T41 en régime permanent peut à nouveau revenir à son état initial.
Dans des exemples dans lesquels des températures et/ou des pressions relatives (relations entre les températures ou les pressions) sont utilisées, un changement de la relation entre les températures et/ou les pressions dans le temps autour du changement de carburant peut être utilisé pour déduire ou calculer une ou plusieurs caractéristiques de carburant, au lieu, ou en plus d’examiner un rapport de ou une différence entre les températures ou les pressions sélectionnées à un moment précis avant le changement et à un moment précis après le changement. Des informations peuvent donc être tirées du comportement transitoire.
Dans certains exemples, l’aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou peut avoir de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent chacun le même carburant, et/ou sont reliés fluidiquement, ou sont en communication fluidique avec le moteur à turbine à gaz 10, de sorte qu’un seul type de carburant soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 entre des événements de ravitaillement - c’est-à-dire que les caractéristiques de carburant peuvent rester constantes tout au long d’un vol. Dans de tels exemples, le changement de température(s) et/ou de pression(s) peut donc être noté sur la base des données enregistrées pour un vol antérieur (depuis le dernier événement de ravitaillement) ou un stade antérieur du même vol par rapport aux données actuelles, plutôt que de prendre des données de pression et/ou de température avant et après un changement réalisé pendant le même vol. De plus ou en variante, des données de relation entre les températures et/ou les pressions pour un carburant de référence, ou standard, peuvent être fournies et des données actuelles peuvent être comparées à celles-ci. Cependant, on comprendra qu’en raison du nombre de variables potentielles impliquées et de la possibilité que certaines données de capteur ne soient pas précises (par exemple, le débit de carburant), il peut être préférable d’utiliser des données obtenues juste avant et après un changement donné de la détermination décrite (en tenant compte de tous les transitoires) et/ou au cours du changement de carburant (y compris le comportement transitoire), de manière à minimiser les variables non contrôlées et/ou des changements de paramètres environnementaux. Les exemples actuellement décrits peuvent donc avoir une utilité particulière dans des exemples avec au moins deux sources de carburant.
Dans de tels exemples, l’aéronef 1 peut avoir une pluralité de réservoirs de carburant 50, 53 qui peuvent contenir des carburants de compositions différentes, et le système de propulsion 2 peut comprendre un système de distribution de carburant réglable, permettant de sélectionner le(s) réservoir(s) 50, 53, et donc quel carburant/mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol. La ou les température(s) et/ou pression(s) peut/peuvent être vérifiée(s) à chaque fois qu’un changement de carburant est réalisé, afin de permettre de déterminer les propriétés du carburant actuel. En variante, la ou les température(s) et/ou pression(s) peut/peuvent être vérifiée(s) uniquement lors de la commutation vers un nouveau réservoir 50, 53 ou un nouveau mélange de carburants, pour lequel les caractéristiques de carburant n’ont pas été préalablement déterminées et stockées. Dans de tels exemples, la surveillance de température et/ou de pression peut être effectuée à plusieurs instants différents, un système de gestion active de carburant 214 étant agencé pour changer le carburant, ou le mélange de carburants, entre ces instants. Des caractéristiques de carburant pour les multiples carburants différents F1, F2à bord peuvent donc être déterminées. Le changement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 peut être effectué en croisière, de manière à permettre d’effectuer la surveillance de température(s) et/ou de pression(s) dans des conditions relativement constantes, de sorte que le changement de carburant soit effectivement le seul changement. Cela peut permettre une détermination plus précise de tout changement de relation(s) entre les températures et/ou les pressions. De même, le changement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 peut être effectué au ralenti au sol, par exemple avant le décollage. Encore une fois, cela peut fournir des conditions relativement constantes, de sorte que le changement de carburant soit effectivement le seul changement.
La ou les température(s) et/ou pression(s) peut/peuvent donc être surveillée(s) dans deux périodes de temps différentes - une pour chacun des deux carburants différents F1, F2, ou pendant une seule période de temps comprenant le changement de carburant. Le changement de carburant peut être le seul changement apporté à la commande de moteur entre les deux périodes de temps/pendant la seule période de temps. Lorsque deux périodes de temps distinctes sont utilisées, les deux périodes de temps peuvent également être sélectionnées de sorte que l’altitude et/ou d’autres paramètres externes soient au moins sensiblement les mêmes pour les deux, et peuvent donc être sélectionnées pour être proches l’une de l’autre dans le temps, sinon immédiatement consécutives. Un intervalle peut être laissé entre les deux périodes de temps pour permettre un comportement transitoire quelconque autour du changement de carburant. De même, lorsqu’une seule période de temps est utilisée, elle peut être sélectionnée pour être assez courte pour que l’altitude et/ou d’autres paramètres externes soient au moins sensiblement les mêmes tout au long de la période.
Lorsque les changements sont évalués entre deux périodes de temps distinctes, comme décrit ci-dessus, il peut être souhaitable que les première et deuxième périodes de temps soient aussi rapprochées que raisonnablement possible - un petit intervalle peut être laissé pour assurer un changement complet de carburant dans la chambre de combustion 16 et laisser passer des effets transitoires quelconques. (Dans d’autres mises en œuvre, le comportement transitoire lui-même peut être utilisé pour déterminer la ou les plusieurs caractéristiques de carburant.) La taille d’intervalle requise (le cas échéant) peut dépendre du débit de carburant dans les conditions de fonctionnement. Le moteur à turbine à gaz 10 réagit généralement presque instantanément (en une seconde) aux différences de carburant une fois que ce carburant atteint la chambre de combustion 16, et les sondes de vitesse utilisées pour les mesures de vitesse d’arbre ont généralement une faible constante de temps. Dans des conditions de puissance relativement faible, de faible débit de carburant, un intervalle d’une dizaine de secondes à partir du moment où le carburant entrant dans le mât qui relie le moteur 10 à la cellule de l’aéronef 1 change peut être utilisé. À une puissance plus élevée, lorsque le débit de carburant peut être quatre fois supérieur ou plus, un intervalle de 2 à 3 secondes depuis le changement de carburant à l’entrée du mât peut être approprié. On comprendra que le temps de déplacement d’un réservoir de carburant au moteur 10 peut varier sur la base de l’emplacement du réservoir ainsi que du débit de carburant, et peut être adapté en conséquence à la connaissance de l’aéronef spécifique 1 - l’entrée du mât est donc mentionnée ici pour faciliter la généralisation, bien que le changement de temps depuis l’ouverture ou la fermeture d’une soupape au niveau ou à proximité d’un réservoir de carburant 50, 53, ou l’activation ou la désactivation d’une pompe à carburant 108, puisse être utilisé dans diverses mises en œuvre, avec l’intervalle calculé en référence au temps d’écoulement de carburant entre le point d’intérêt et le moteur 10.
En outre, la moyenne des mesures peut être établie pendant une période de temps (par exemple, 5 secondes jusqu’à 30 secondes) dans chaque période de temps, ou dans la deuxième période de temps uniquement, et toute tendance peut être examinée, pour vérifier qu’un nouveau régime permanent a été atteint et/ou pour améliorer la fiabilité.
Sur la base de la connaissance des caractéristiques de carburant, un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes.
Des données supplémentaires peuvent être utilisées conjointement avec les caractéristiques de carburant déterminées pour ajuster la commande du système de propulsion 2 et/ou des changements du profil de vol. Par exemple, le procédé peut comprendre la réception de données des conditions actuelles autour de l’aéronef 1 (soit d’un fournisseur, tel qu’un organisme tiers de surveillance météorologique, soit de détecteurs embarqués). Ces données reçues (par exemple, les données météorologiques, la température, l’humidité, la présence d’une traînée de condensation, etc.) peuvent être utilisées pour réaliser ou influencer des changements de la commande de système de propulsion. Au lieu, ou en plus d’utiliser des données météorologiques « en temps réel » ou quasiment en temps réel, les données météorologiques prévues pour l’itinéraire de l’aéronef peuvent également être utilisées pour estimer les conditions actuelles. Tel qu’utilisé ici, le terme « profil de vol » fait référence aux caractéristiques opérationnelles (par exemple, hauteur/altitude, réglage de puissance, angle de trajectoire de vol, vitesse aérodynamique, et analogue) d’un aéronef lorsqu’il vole le long d’une route de vol, ainsi qu’à la trajectoire/route de vol (itinéraire) elle-même. Les changements d’itinéraire (même de seulement 100 m environ) sont donc inclus dans le terme « profil de vol » tel qu’utilisé ici.
Des exemples d’options pour la commande du système de propulsion 2 sur la base de la connaissance des caractéristiques de carburant comprennent celles énumérées ci-dessus.
Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de suivi de composition de carburant 210 agencé pour enregistrer et stocker des données de caractéristiques de carburant, et éventuellement également pour recevoir des données de mesure relatives à des températures et/ou pressions à l’intérieur du moteur à turbine à gaz 10, et déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base de ces données (la détermination impliquant éventuellement le calcul d’une relation entre les températures et/ou les pressions entre de multiples températures ou pressions, respectivement) et éventuellement d’autres données, telles que des données de mesure relatives aux réponses à un ou plusieurs changements de fonctionnement (des exemples non limitatifs de changements de fonctionnement appropriés sont énumérés ci-dessus).
Le dispositif de suivi de composition de carburant 210 peut être prévu en tant qu’unité de suivi de composition de carburant séparée 210 intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants.
Les données provenant du dispositif de suivi de composition de carburant 210 peuvent être utilisées pour ajuster la commande du système de propulsion 2, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant.
Une pluralité de capteurs de température et/ou de pression 204 peuvent être prévus à des emplacements sélectionnés dans le moteur à turbine à gaz 10. Dans les exemples décrits, de multiples capteurs sont fournis pour chaque emplacement d’intérêt, éventuellement agencés symétriquement autour de l’entrée du rotor de la turbine, par exemple, de manière à fournir une précision améliorée des mesures de température et/ou de pression obtenues.
Dans l’exemple représenté, deux capteurs 204 sont prévus, chacun étant agencé pour détecter une ou plusieurs pressions ou températures liées aux performances du moteur à turbine à gaz - les capteurs peuvent mesurer directement une ou plusieurs parmi P30, T30, P40, T40, P41 et T41, ou peuvent fournir d’autres mesures à partir desquelles une ou plusieurs de ces valeurs peuvent être calculées ou déduites. Dans différentes mises en œuvre, différents nombres et/ou types de capteurs peuvent être fournis, comme décrit ci-dessus.
Les capteurs 204 et le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être décrits ensemble comme un système de suivi de composition de carburant 203, comme le montre la , et un système de suivi de composition de carburant 203 et un EEC 42 peuvent être tels que décrits ci-dessus.
Un procédé 2010 de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz 10 d’un aéronef 1 peut donc être mis en œuvre, le moteur à turbine à gaz 10 faisant partie d’un système de propulsion 2.
Le procédé 2010 comprend le changement 2012 du carburant fourni à un moteur à turbine à gaz 10 d’un aéronef 1. Le changement 2012 peut être réalisé pendant le fonctionnement de l’aéronef 1 - par exemple en utilisant un système de gestion de carburant 214 pour prélever le carburant dans un réservoir différent 50, 53 - ou entre différentes sessions de fonctionnement d’un aéronef 1 - par exemple lors du ravitaillement d’un aéronef 1 avec un nouveau carburant. Le changement de carburant peut être temporaire et peut être inversé dès qu’un temps suffisant s’est écoulé pour que tout effet sur la ou les température(s) et/ou pression(s) soit détecté.
Le procédé 2010 comprend en outre la détection 2014 d’une réponse au changement de carburant, et en particulier la détection, la détermination ou la déduction d’un changement d’au moins une température et/ou pression sélectionnée(s). Éventuellement, deux températures ou pressions ou plus peuvent être détectées, de sorte qu’une relation entre P30 et une ou plusieurs parmi P41 et P40, ou T30, et une ou plusieurs parmi T41 et T40, puisse être déterminée sur la base des données de capteur. Par exemple, un changement d’une ou plusieurs des pressions et/ou températures énumérées peut être détecté directement ou déduit/déterminé/calculé à partir d’autres mesures et connaissances du moteur 10.
Le procédé 2010 comprend en outre la détermination 2016 d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant brûlé par le moteur à turbine à gaz 10 sur la base de la réponse au changement de carburant. Par exemple, un changement en pourcentage du pouvoir calorifique entre le premier carburant (avant le changement) et le deuxième carburant peut être déterminé, de manière à fournir une connaissance des propriétés relatives de carburant, et/ou un pouvoir calorifique réel peut être déterminé (soit directement, soit en utilisant la connaissance des valeurs pour le premier carburant).
Le changement de carburant 2012, et les étapes suivantes du procédé 2010, peuvent être répétés pour confirmer les caractéristiques de carburant obtenues.
Dans certaines mises en œuvre, le procédé 2010 peut en outre comprendre la réalisation 2018 d’un ou plusieurs changements du fonctionnement de l’aéronef et/ou d’un profil de vol planifié après que la détermination 2016 est réalisée, sur la base de la ou des caractéristique(s) de carburant déterminée(s), par exemple de manière à améliorer l’efficacité du moteur ou réduire l’impact sur le climat (par exemple en ajustant la formation de traînée de condensation). Dans d’autres mises en œuvre, la connaissance des caractéristiques de carburant peut ne pas être utilisée pour changer le fonctionnement de l’aéronef, mais peut être utilisée pour influencer les choix de ravitaillement et/ou pour vérifier que les données de carburant fournies pour un carburant sont correctes. En cas de discordance significative entre les caractéristiques de carburant déterminées et les caractéristiques de carburant attendues, l’aéronef 1 peut être renvoyé à un poste de ravitaillement pour vérification du carburant, et/ou des vérifications supplémentaires peuvent être effectuées. L’EEC 42 peut être agencé pour fournir un avertissement/une alerte à un pilote dans de tels scénarios.
Dans les mises en œuvre dans lesquelles un dispositif de suivi de composition de carburant 202, 210 tel que décrit ci-dessus est utilisé pour effectuer une partie ou la totalité du procédé 2010, le dispositif de suivi de composition de carburant 202, 210 peut être agencé pour recevoir des données correspondant à un changement d’une ou plusieurs parmi T30, P30, T40, T41, P40 et P41 ; et déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base du changement de température(s) et/ou pression(s).
Dans certains cas, le dispositif de suivi de composition de carburant 202, 210 peut être agencé pour :
recevoir des données correspondant à un changement d’une relation entre T30 (ou P30) et l’une de T40 et T41 (ou l’une de P40 et P41) ; et
déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base du changement de la relation entre les températures et/ou les pressions.
Dans des exemples avec deux sources de carburant ou plus, le système de propulsion 2 peut en outre comprendre un système de gestion de carburant, par exemple un dispositif de gestion de carburant 214, agencé pour changer le carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 en vol ; par exemple en sélectionnant activement un réservoir particulier 50, 53, ou un mélange de carburants particulier parmi plusieurs réservoirs, en vol. Un dispositif de commande de système de propulsion (par exemple l’EEC 42) peut être utilisé pour ajuster la commande du système de propulsion 2 sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant, sur la base de données fournies par le dispositif de suivi de composition de carburant 202 et éventuellement d’autres données. Le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut être prévu en tant qu’unité de commande de système de propulsion séparée intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Les moyens de suivi de composition de carburant peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble.
Comme décrit ci-dessus, le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut apporter des changements au système de propulsion directement, ou peut fournir une notification au pilote recommandant le changement, pour approbation. Dans certains exemples, le même dispositif de commande de système de propulsion 42 peut réaliser automatiquement certains changements, et en demander d’autres, en fonction de la nature du changement, comme discuté ci-dessus.
Le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut également fournir des recommandations concernant les changements de profil de vol. En variante ou en plus, le système de propulsion 2 peut donc comprendre un dispositif d’ajustement de profil de vol agencé pour changer le profil de vol planifié sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant, et éventuellement d’autres données. Le dispositif d’ajustement de profil de vol peut être prévu en tant qu’unité de commande de système de propulsion séparée intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants tels que l’EEC 42. Les moyens de suivi de composition de carburant peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble.
On comprendra que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, n’importe laquelle des caractéristiques peut être utilisée séparément ou en combinaison avec toute autre caractéristique et la divulgation s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristique(s) décrite(s) ici.
Claims (18)
- Procédé (2090) de détermination d’au moins une caractéristique de carburant d’un carburant fourni à un moteur à turbine à gaz (10) d’un aéronef (1), le moteur à turbine à gaz (10) faisant partie d’un système de propulsion (2), le procédé comprenant :
la réalisation (2092) d’un changement de fonctionnement, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion (2) et agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) ;
la détection (2094) d’une réponse au changement de fonctionnement ; et
la détermination (2096) de l’au moins une caractéristique de carburant sur la base de la réponse au changement de fonctionnement. - Procédé (2090) de la revendication 1, dans lequel le système de propulsion (2) comprend un système de gestion thermique, et dans lequel la réalisation (2092) d’un changement de fonctionnement comprend l’utilisation du système de gestion thermique pour changer la température du carburant entrant dans une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz (10).
- Procédé (2090) de la revendication 2, dans lequel la réponse au changement de fonctionnement comprend au moins l’un parmi :
(i) un changement de la puissance de sortie du moteur à turbine à gaz (10) ;
(ii) un changement de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant ;
(iii) un changement d’au moins une pression dans le moteur (10) ; et
(iii) un changement d’au moins une température dans le moteur (10). - Procédé (2090) de la revendication 1, dans lequel le système de propulsion (2) comprend au moins un aubage directeur d’entrée orientable -VIGV, et dans lequel la réalisation (2092) d’un changement de fonctionnement comprend le changement de programmation de VIGV.
- Procédé (2090) de la revendication 4, dans lequel la réponse au changement de fonctionnement comprend au moins l’un parmi :
(i) un changement de la température de gaz à l’entrée d’une turbine du moteur à turbine à gaz (10) ; et
(ii) une élévation de température à travers une chambre de combustion (16) du moteur à turbine à gaz (10). - Procédé (2090) de la revendication 1, dans lequel le système de propulsion (2) comprend une pluralité de réservoirs de carburant (50, 53), et dans lequel la réalisation (2092) d’un changement de fonctionnement comprend le changement du réservoir (50, 53) dans lequel le carburant est prélevé.
- Procédé (2090) de la revendication 1, dans lequel le système de propulsion (2) comprend une pluralité de réservoirs de carburant (50, 53), et dans lequel la réalisation (2092) d’un changement de fonctionnement comprend le changement du pourcentage de carburant prélevé dans un réservoir particulier.
- Procédé (2090) de la revendication 6 ou 7, dans lequel la réponse au changement de fonctionnement comprend au moins l’un parmi :
(i) un changement de la puissance de sortie du moteur à turbine à gaz (10) ;
(ii) un changement de la dégradation ou de la cokéfaction du carburant ;
(iii) un changement de la formation de traînée de condensation ;
(iv) un changement de la relation entre une température à la sortie du compresseur et une température à l’entrée du rotor de la turbine ;
(v) un changement de la relation entre une pression totale à la sortie du compresseur et une pression totale à l’entrée du rotor de la turbine. - Procédé (2090) de la revendication 1, dans lequel le système de propulsion (2) comprend au moins un échangeur de chaleur air-huile (118), et dans lequel la réalisation (2092) d’un changement de fonctionnement comprend le changement d’au moins l’un du débit d’air et du débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile (118).
- Procédé (2090) de la revendication 9, dans lequel la réponse au changement de fonctionnement comprend un changement de pression dans un circuit de carburant (3) du moteur à turbine à gaz (10).
- Procédé (2090) de la revendication 1, dans lequel l’au moins une caractéristique de carburant comprend au moins l’un parmi :
i. le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ;
ii. la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ;
iii. la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ;
iv. le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ;
v. la présence ou le pourcentage d’un traceur ou d’une substance de trace dans le carburant ;
vi. le rapport hydrogène sur carbone du carburant ;
vii. la distribution d’hydrocarbures du carburant ;
viii. le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles lors de la combustion ;
ix. la teneur en naphtalène du carburant ;
x. la teneur en soufre du carburant ;
xi. la teneur en cycloparaffines du carburant ;
xii. la teneur en oxygène du carburant ;
xiii. la stabilité thermique du carburant ;
xiv. le niveau de cokéfaction du carburant ;
xv. une indication que le carburant est un carburant fossile ; et
xvi. au moins l’un parmi la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique et la capacité calorifique. - Système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprenant :
un moteur à turbine à gaz (10) ;
un réservoir de carburant (50, 52) agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10) ; et
un dispositif de suivi de composition de carburant (202) agencé pour :
recevoir des informations concernant un changement de fonctionnement, le changement de fonctionnement étant effectué par un composant pouvant être commandé du système de propulsion (2) et agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) ;
recevoir des données correspondant à une réponse au changement de fonctionnement ; et
déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz (10) sur la base de la réponse au changement de fonctionnement. - Système de propulsion (2) de la revendication 12, comprenant en outre au moins un capteur (204) agencé pour détecter la réponse au changement de fonctionnement et pour fournir des données au dispositif de suivi de composition de carburant (202).
- Système de propulsion (2) de la revendication 12, dans lequel l’au moins un capteur (204) comprend au moins l’un parmi :
(i) un capteur de température ; et
(ii) un capteur de pression. - Système de propulsion (2) de la revendication 12, comprenant en outre au moins un aubage directeur d’entrée orientable - VIGV, et dans lequel le changement de fonctionnement comprend le changement de programmation de VIGV.
- Système de propulsion (2) de la revendication 12, comprenant une pluralité de réservoirs de carburant (50, 53), et dans lequel le changement de fonctionnement comprend le changement du réservoir (50, 53) dans lequel le carburant est prélevé.
- Système de propulsion (2) de la revendication 12, comprenant une pluralité de réservoirs de carburant (50, 53), et dans lequel le changement de fonctionnement comprend le changement du pourcentage de carburant prélevé dans un réservoir particulier.
- Système de propulsion (2) de la revendication 12, comprenant en outre au moins un échangeur de chaleur air-huile (118), et dans lequel le changement de fonctionnement comprend le changement d’au moins l’un du débit d’air et du débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile.
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