INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
L’immobilisation d’une molécule de CRD SAT sur la résine (résine CRD) a donc permis de retenir environ 1 g de protéines lactosylées. L’obtention de poudres de lait dépourvues de protéines lactosylées – en fonction des applications et besoins ultérieurs – a permis d’augmenter le rendement.
La résine CRD a été utilisée soit dans un système ouvert pour des purifications dites en « batch », soit en mode « packé » dans une colonne de chromatographie. Le concentré a été mis en contact avec la résine CRD qui a retenu les protéines lactosylées.
Après séparation de la résine CRD, le concentré a alors été prêt à être séché.
Sur un gel SDS-PAGE illustrant les étapes de réalisation de l’expérience, 15 µg de protéines ont été déposés, avant et après élimination du lactose ( par gel filtration, pistes 1 et 2). Cette étape n’a pas induit de rétention spécifique de protéines. Le lait, appauvri en lactose a été déposé après avoir été mis en contact avec une résine de contrôle (résine T-, , pistes 3) ou une résine CRD ( , piste 4). Pour identification, les protéines lactosylées retenues par le domaine CRD SAT ont été éluées des résines et déposées à volume constant ( , pistes 5 et 6). Cela a révélé que la résine vierge retient très peu de protéines de manière non spécifique (piste 5), et que la plupart des protéines peuvent être lactosylées au cours des différentes opérations unitaires réalisés durant le processus de fabrication des poudres et ont été efficacement retenues sur la résine CRD (piste 6).
La proportion en protéines lactosylées a été suivie par spectrométrie de masse LC-MS en suivant la lactosylation de la β-lactoglobuline ( ). L’analyse a révélé que l’échantillon de lait mis en contact avec la résine CRD contient a minima 2 fois moins de protéines lactosylées qu’initialement (Figure 2A, B, C). Ainsi pour ce test, l’échantillon laitier est passé de 27 % à seulement 13 % de protéines lactosylées. L’analyse de la B-LG retenue sur la résine CRD a montré un très large enrichissement en protéines lactosylées (figure 2D). L’immobilisation des protéines lactosylées sur la résine CRD a donc été efficace puisqu’elle a permis, dès les premiers tests, d’éliminer plus de 50 % des protéines lactosylées. Ce rendement peut encore être augmenté en passant plusieurs fois l’échantillon sur la colonne pour diminuer la concentration en protéines lactosylées.
La spécificité d’interaction du domaine CRD SAT pour les protéines lactosylées a été testée par l’utilisation d’une coloration des protéines retenues sur la résine CRD avec de l’acide périodique/fushine afin de colorer les protéines glycosylées. Le profil en protéine (coloration au bleu de Coomassie, , à gauche) a été différent entre un mélange de protéines glycosylées du lait (piste 4) et les protéines retenues par le domaine CRD SAT (piste 3), confortant l’observation que le domaine CRD SAT n’a pas retenu les protéines naturellement glycosylées du lait. Ceci a été confirmé par la coloration à l’acide périodique/fushine ( , à droite). Cette méthode a permis la détection des protéines glycosylées en réagissant avec les diols vicinaux des sucres présents sur les protéines glycosylées. Piste 4, un fort signal a correspondu aux protéines glycosylées du lait. Pistes 1 et 2, les protéines glycosylées n’ont pas été suffisamment enrichies pour être détectées avec cette méthode. Piste 3, le lactose n’étant qu’un diholoside, cette méthode n’a pas été suffisamment sensible pour mettre en évidence des protéines lactosylées, confirmant que le domaine CRD SAT est bien spécifique des protéines lactosylées.
Régénération de la résine CRD La résine CRD a été régénérée avec une solution de lactose puis par un lavage extensif dans un tampon au pH de l’extrait laitier (généralement, pH=6,8, totalement compatible avec le domaine CRD SAT ).
Liste des références 1. Demande internationale WO 2017/194888
SEMELLE DE CHAUSSURE EN CAOUTCHOUC L'invention est relative aux semelles en caoutchouc de chaussures. L’invention concerne particulièrement les chaussures, notamment les chaussures de sport, qui nécessitent de bonnes qualités de résistance à l’abrasion.
Une semelle extérieure de chaussure doit obéir de manière connue à un grand nombre d’exigences techniques, souvent antinomiques, parmi lesquelles l’adhérence sur divers types de sols, notamment sec et mouillé, la résistance à l’abrasion, la résistance au déchirement, la résistance à la flexion, etc....
Afin d’obtenir une bonne résistance à l’abrasion, la semelle extérieure, c’est-à-dire la partie de la semelle qui est destinée à entrer en contact avec le sol et qui est également appelée semelle d’usure, est généralement constituée d’élastomères synthétiques tels que les polybutadiènes ou les copolymères de butadiène-styrène. La demande KR 10-2012-0124616 A par exemple décrit des compositions pour semelle de chaussure comprenant un copolymère de butadiène-styrène présentant un groupe fonctionnel hydrophile qui présente une bonne résistance à l’usure.
Améliorer davantage la résistance à l’abrasion des semelles extérieure est une préoccupation constante des manufacturiers car elle permet d’augmenter la durée de vie des chaussures les comportant. Des niveaux de résistance à l’abrasion inférieurs à 120 mm 3 mesurée selon la norme NF EN 12770 : 1999 sont particulièrement souhaitables pour des applications en chaussures de sport.
Selon une configuration, pour chaque ensemble de propulsion 30, 32, son unité de contrôle 30.4, 32.4 est configurée pour déterminer ou indiquer l’état opérationnel ou non de l’unité de puissance 30.1, 32.1 associée. A titre d’exemple, lorsque l’unité de puissance est un turboréacteur, ce dernier peut être équipé d’un capteur configuré pour déterminer la vitesse de rotation de son axe de rotation. Si la valeur mesurée par le capteur pour la vitesse de rotation est nulle ou ne correspond pas à celle du régime moteur, alors l’unité de contrôle 30.4, 32.4 peut en déduire que le turboréacteur est à l’état non opérationnel. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à cette mesure ou à ce critère pour déterminer l’état opérationnel ou non d’une unité de puissance 30.1, 32.1.
L’aéronef comprend également : au moins un système avionique assurant entre autres le contrôle de certains équipements électriques, hydrauliques et pneumatiques de l’aéronef ; au moins un ensemble électrique qui comporte, en plus des premiers systèmes de prélèvement de puissance mécanique 30.3, 32.3 des ensembles de propulsion 30, 32, au moins une source de puissance complémentaire 36, 36’ comme un groupe auxiliaire de puissance 36 dit APU (pour Auxiliary Power Unit en anglais) ou des batteries 36’ par exemple, au moins une charge de type électrique 38, au moins un réseau électrique reliant chaque charge de type électrique 38 à au moins une des sources de puissance de type électrique 30.3, 32.3, 36, 36’ ; au moins un ensemble pneumatique qui comporte, en plus du système de prélèvement de puissance pneumatique 30.2, 32.2 de chaque ensemble de propulsion 30, 32, au moins une charge de type pneumatique 40 comme un système de conditionnement d’air en cabine par exemple et au moins un réseau pneumatique reliant chaque charge de type pneumatique 40 à au moins une des sources de puissance de type pneumatique 30.2, 32.2.
Le groupe auxiliaire de puissance 36 peut comprendre un système de prélèvement de puissance pneumatique assurant la fonction de source de puissance de type pneumatique.
A titre d’exemple, l’ensemble électrique peut comprendre plusieurs charges de type électrique 38 comme le système avionique, un moteur de déplacement de l’aéronef au sol, des équipements électriques de la cabine de l’aéronef ou toute autre charge de type électrique.
Selon un mode de réalisation, les batteries 36’ sont rechargeables et l’ensemble électrique comprend un système de gestion des batteries configuré pour gérer la charge des batteries 36’.
Tous ces éléments de l’aéronef ne sont pas plus décrits car ils peuvent être identiques à ceux de l’art antérieur.
L’aéronef comprend au moins un système de contrôle centralisé 42 configuré pour gérer plusieurs sources de puissance de type pneumatique, électrique et/ou mécanique 30.2, 30.3, 32.2, 32.3, 36, 36’ en fonction des puissances requises, notamment par la poussée de l’aéronef et les charges de type pneumatique et/ou électrique 38, 40. Le système de contrôle centralisé 42 peut être intégré au système avionique de l’aéronef.
En fonctionnement, l’aéronef comprend des besoins réels en énergie 44, correspondant à la somme des énergies consommées par les charges de type pneumatique, électrique et/ou mécanique, qui évoluent en fonction du temps. A titre d’exemple, les besoins réels en énergie 44 peuvent présenter au moins une première phase en plateau 44.1 durant laquelle les besoins réels en énergie 44 restent dans une plage donnée et présentent un premier niveau moyen N1, au moins une variation 44.2 durant laquelle les besoins réels en énergie 44 varient au-delà de la plage donnée, et au moins une deuxième phase en plateau 44.3 durant laquelle les besoins réels en énergie 44 restent dans une plage donnée et présentent un deuxième niveau moyen N2 supérieur au premier niveau moyen N1.
Selon un agencement, les charges de type pneumatique, électrique et/ou mécanique de l’aéronef ne sont pas rattachées aux mêmes unités de puissance. Ainsi, la puissance nécessaire au fonctionnement d’une charge de type pneumatique, électrique et/ou mécanique est prélevée sur au moins une unité de puissance qui peut d’être différente de celle sur laquelle est prélevée la puissance nécessaire à une autre charge. Par conséquent, les quantités de puissance prélevées ainsi que les variations des quantités de puissance prélevées peuvent être différentes d’une unité de puissance à l’autre en fonction des charges de type pneumatique, électrique et/ou mécanique conduisant à l’augmentation des besoins en énergie.
Pendant la première phase en plateau 44.1, les besoins réels en énergie 44 sont prélevés sur une première unité de puissance 30.1 fonctionnant à un premier régime moteur ajusté à une première valeur V1 qui lui permet d’avoir une première capacité de prélèvement de puissance C1 ainsi que sur une deuxième unité de puissance 32.2 fonctionnant à un deuxième régime moteur ajusté à une deuxième valeur V2 qui lui permet d’avoir une deuxième capacité de prélèvement de puissance C2. Les régimes moteurs des différentes unités de puissance 30.1, 32.1 de l’aéronef sont ajustés de manière à ce que la capacité de prélèvement de puissance C1, C2 de chaque unité de puissance 30.1, 32.1 soit supérieure aux besoins réels en énergie 44 des charges de type pneumatique et/ou électrique 38, 40 reliées à ladite unité de puissance.
Pour chaque unité de puissance 30.1, 32.1, sa capacité de prélèvement de puissance est fonction de la valeur de son régime moteur.
Comme décrit dans le document FR3099526, un procédé de gestion des régimes moteurs et des prélèvements de puissance comprend une étape de détermination en temps réel des besoins réels en énergie 44 de l’aéronef, une étape de détermination en temps réel d’une capacité de prélèvement de puissance pour chaque unité de puissance 30.1, 32.1, une étape de comparaison, pour chaque unité de puissance 30.1, 32.1, des besoins réels en énergie 44 des charges rattachées à l’unité de puissance 30.1, 32.1 considérée et de la capacité de prélèvement de puissance de l’unité de puissance 30.1, 32.1 considérée de l’aéronef et, en fonction de cette comparaison, une étape d’ajustement de la capacité de prélèvement de puissance d’au moins deux unités de puissance si, pour chacune de ces deux unités de puissance 30.1, 32.1, les besoins réels en énergie des charges rattachées à l’une ou l’autres de ces deux unités de puissance 30.1, 32.1 sont supérieurs à la capacité de prélèvement de puissance de ladite unité de puissance 30.1, 32.1.
Selon un mode de réalisation, le système de contrôle centralisé 42 connaît en temps réel les consommations d’énergie de toutes les charges de type pneumatique, électrique et/ou mécanique et détermine, en temps réel, les besoins réels en énergie 44 affectés à chaque unité de puissance de l’aéronef ainsi que les capacités de prélèvement de puissance de chaque unité de puissance 30.1, 32.1. Selon une configuration, l’unité de contrôle 30.4, 32.4 de chaque ensemble de propulsion transmet en temps réel, au système de contrôle centralisé 42, la capacité de prélèvement de puissance de l’unité de puissance 30.1, 32.1 de l’ensemble de propulsion 30, 32 considéré.
Quel que soit le mode de réalisation, l’unité de contrôle centralisé 42 est configurée pour déterminer, en temps réel ou de manière anticipée, une variation 44.2 des besoins réels en énergie 44.
Suite à la détection de la variation 44.2 des besoins réels en énergie 44, le système de contrôle centralisé 42 détermine, pour chaque unité de puissance 30.1, 32.2 impactée, une nouvelle capacité de prélèvement de puissance C1’, C2’ et le nouveau régime moteur V1’, V2’ associé.
Comme illustré sur la , un des ensembles de propulsion 30, 32 est sollicité en premier pour cette adaptation. Pour la suite de la description, le premier ensemble de propulsion 30 est sollicité en premier. Bien entendu, dans d’autres circonstances, le deuxième ensemble de propulsion 32 pourrait être sollicité en premier.
Selon une autre caractéristique, l’étape d’augmentation de la quantité de puissance prélevée sur la deuxième unité de puissance n’est réalisée que : si la première unité de puissance est à l’état opérationnel à l’issue de l’augmentation de la puissance prélevée sur cette première unité de puissance, ou dans le cas contraire, si le nombre déterminé d’unités de puissance à l’état opérationnel, sans prendre en compte l’état de la deuxième unité de puissance, est supérieur ou égal au nombre minimal d’unités de puissance à l’état opérationnel requis pour un vol.
Selon une autre caractéristique, l’unité de puissance parmi les unités de puissance de l’aéronef qui reçoit en premier une demande d’augmentation de la quantité de puissance prélevée reste prioritaire pendant tout le procédé, l’augmentation de la quantité de puissance prélevée sur l’unité de puissance ayant reçu en premier ladite demande d’augmentation étant déclenchée en premier.
Selon une autre caractéristique, l’unité de puissance parmi les unités de puissance de l’aéronef ayant atteint en premier la capacité de prélèvement de puissance adaptée à une demande d’augmentation de la quantité de puissance reste prioritaire pendant tout le procédé, l’augmentation de la quantité de puissance prélevée sur ladite unité de puissance prioritaire étant déclenchée en premier.
est une vue de dessus d’un aéronef,
est une représentation du régime moteur d’une unité de puissance et des besoins réels en énergie d’un aéronef illustrant un mode de réalisation de l’art antérieur,
est une représentation schématique d’un dispositif de gestion des quantités de puissance prélevées sur des unités de puissance des ensembles de propulsion d’un aéronef illustrant un mode de réalisation de l’invention,
est une représentation schématique des prélèvements de puissance sur des unités de puissances des ensembles de propulsion d’un aéronef illustrant un premier mode opératoire,
est une représentation schématique des prélèvements de puissance sur des unités de puissances des ensembles de propulsion d’un aéronef illustrant un premier exemple d’un deuxième mode opératoire,
est une représentation schématique des prélèvements de puissance sur des unités de puissances des ensembles de propulsion d’un aéronef illustrant un deuxième exemple du deuxième mode opératoire.
Comme illustré sur la , un aéronef comprend au moins deux ensembles de propulsion 30, 32 comportant chacun une unité de puissance 30.1, 32.1 comme un turbomoteur ou un turboréacteur par exemple, au moins un système de prélèvement de puissance pneumatique 30.2, 32.2 comme un compresseur par exemple, au moins un système de prélèvement de puissance mécanique 30.3, 32.3 comme un alternateur par exemple, ainsi que différents équipements complémentaires, comme des pompes hydrauliques ou un système de refroidissement par exemple, destinés au bon fonctionnement de l’ensemble de propulsion 30, 32.
Selon une conception, chaque ensemble de propulsion 30, 32 comprend au moins un premier système de prélèvement de puissance mécanique 30.3, 30.3 destiné à l’aéronef, convertissant l’énergie mécanique en énergie électrique et assurant la fonction de source de puissance de type électrique pour l’aéronef, ainsi qu’au moins un deuxième système de prélèvement de puissance mécanique (non représenté) destiné à l’ensemble de propulsion 30, 32 etnotamment à ses équipements complémentaires.
Chaque ensemble de propulsion 30, 32 comprend une unité de contrôle 30.4, 32.4 pour gérer le fonctionnement de l’unité de puissance 30.1, 32.1 ainsi que des systèmes de prélèvement de puissance pneumatique, électrique et/ou mécanique. Ainsi, l’unité de contrôle 30.4, 32.4 est configurée pour contrôler le régime moteur de l’unité de puissance 30.1, 32.1. Pour un régime moteur donné, l’unité de puissance 30.1, 32.1 est capable de fournir une capacité de prélèvement de puissance 34, 34’ qui correspond à la valeur maximale de la puissance qu’il est possible de prélever sur l’unité de puissance 30.1, 32.1.
Les ensembles de propulsion 30, 32 ne sont pas plus décrits car ils peuvent être identiques à ceux de l’art antérieur.
Chaque aéronef comprend un nombre donné d’ensembles de propulsion. Il est configuré pour pouvoir voler avec un nombre minimal Mmin d’unités de puissance à l’état opérationnel. A titre d’exemple, dans le cas d’un aéronef comprenant deux ensembles de propulsion, le nombre minimal Mmin d’unités de puissance opérationnelles pour assurer sa mission est égal à 1. Pour un aéronef comportant quatre ensembles de propulsion, le nombre minimal Mmin d’unités de puissance opérationnelles pour pouvoir voler pourra, par exemple, être égal à 2 ou 3 en fonction des règlementations en vigueur.
Chaque unité de puissance 30.1, 32.1 est configurée pour occuper un état opérationnel dans lequel elle peut être comptabilisée parmi le nombre minimal Mmin d’unités de puissance à l’état opérationnel requis pour un vol et un état non opérationnel dans lequel elle ne peut pas être comptabilisée parmi le nombre minimal Mmin d’unités de puissance à l’état opérationnel requis pour un vol.
Dans le mode de réalisation de l’invention présenté sur la , l’arbre de sortie 160 présente une forme rectangulaire et le tube d’enroulement 504 comprend un trou 162 qui est ici rectangulaire et qui reçoit l’arbre de sortie 160. Ainsi, la rotation de l’arbre de sortie 160 entraîne la rotation du tube d’enroulement 504 dans un sens ou dans l’autre pour monter ou descendre le tablier 502. Bien sûr l’arbre de sortie 160 et le trou 162 peuvent prendre d’autres formes.
Dans le cas d’un volet, le tablier 502 prend classiquement la forme de lattes.
Le système occultant 500 pourrait prendre une autre forme comme par exemple un store banne et le tablier serait alors constitué d’une toile.
Un ensemble motorisé selon l’invention comporte le moteur 154 et le système réducteur 100 selon l'invention.
La montre le système réducteur 100 qui comprend un corps 102 prenant ici une forme cylindrique autour de l’axe longitudinal X et qui porte ici un coupleur 104 qui est à une extrémité du corps 102 pour se connecter à l’arbre moteur 158 et l’arbre de sortie 160 qui est à une autre extrémité du corps 102. Le corps 102 est fixé dans le tube moteur 152 par exemple par des vis, des goupilles ou tous moyens de fixation. Le coupleur 104 et l’arbre de sortie 160 sont montés mobiles en rotation par rapport au corps 102 autour de l’axe longitudinal X.
Le corps 102 comporte ici une première embase 106 autour du coupleur 104, une deuxième embase 108 autour de l’arbre de sortie 160 et un fût 110 fixé entre les deux embases 106 et 108. Les différents éléments du système réducteur 100 décrit ci-dessous sont disposés à l’intérieur du corps 102.
La montre le système réducteur 100 selon un premier mode de réalisation de l’invention sans le fût 110, et la montre une coupe axiale selon l’axe longitudinal X du système réducteur 100.
Le coupleur 104 est monté mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X à l’intérieur de la première embase 106. Le coupleur 104 comporte un pignon planétaire d’entrée 105 coaxial avec l’axe longitudinal X et en particulier, ici, un pignon à denture hélicoïdale.
Le système réducteur 100 comporte un premier porte-satellites 112 qui porte une pluralité de premiers satellites 114 (ici au nombre de trois) répartis autour du pignon planétaire d’entrée 105 et chacun engrène avec le pignon planétaire d’entrée 105. Chaque premier satellite 114 présente un axe de rotation parallèle à l’axe longitudinal X mais distinct. Pour engrener avec le pignon planétaire d’entrée 105, chaque premier satellite 114 présente ici une denture hélicoïdale mais il peut présenter une denture droite, en particulier décalée.
Pour la mise en position des premiers satellites 114, le premier porte-satellites 112 prend la forme d’un premier plateau circulaire 112a coaxial avec l’axe longitudinal X et sur lequel, pour chaque premier satellite 114, est fixé un premier plot 112b sur lequel s’emmanche ledit premier satellite 114 et coaxial avec lui.
Du côté opposé aux premiers plots 112b, c'est-à-dire de l’autre côté du premier plateau circulaire 112a, le premier porte-satellites 112 présente un pignon planétaire intermédiaire 116 coaxial avec l’axe longitudinal X et en particulier, ici, un pignon à denture droite.
Le système réducteur 100 comporte un deuxième porte-satellites 118 qui porte une pluralité de deuxièmes satellites 120 (ici au nombre de trois) répartis autour du pignon planétaire intermédiaire 116 et chacun engrène avec le pignon planétaire intermédiaire 116. Chaque deuxième satellite 120 présente un axe de rotation parallèle à l’axe longitudinal X mais distinct. Pour engrener avec le pignon planétaire intermédiaire 116, chaque deuxième satellite 120 présente ici une denture droite.
Pour la mise en position des deuxièmes satellites 120, le deuxième porte-satellites 118 prend la forme d’un deuxième plateau circulaire 118a coaxial avec l’axe longitudinal X et sur lequel, pour chaque deuxième satellite 120, est fixé un deuxième plot 118b sur lequel s’emmanche ledit deuxième satellite 120.
Du côté opposé aux deuxièmes plots 118b, c'est-à-dire de l’autre côté du deuxième plateau circulaire 118a, le deuxième porte-satellites 118 présente un pignon planétaire de sortie 122 coaxial avec l’axe longitudinal X et en particulier, ici, un pignon à denture droite.
Le système réducteur 100 comporte un troisième porte-satellites 124 qui porte une pluralité de troisièmes satellites 126 (ici au nombre de trois) répartis autour du pignon planétaire de sortie 122 et chacun engrène avec le pignon planétaire de sortie 122. Chaque troisième satellite 126 présente un axe de rotation parallèle à l’axe longitudinal X mais distinct. Pour engrener avec le pignon planétaire de sortie 122, chaque troisième satellite 126 présente ici une denture droite.
Pour la mise en position des troisièmes satellites 126, le troisième porte-satellites 124 prend la forme d’un troisième plateau circulaire 124a coaxial avec l’axe longitudinal X et sur lequel, pour chaque troisième satellite 126, est fixé un troisième plot 124b sur lequel s’emmanche ledit troisième satellite 126.
Balai d'essuie-glace notamment pour un véhicule automobile DOMAINE DE L’INVENTION La présente invention se rapporte à un balai d'essuie-glace notamment pour un véhicule automobile comprenant une lame d’essuyage et une installation de distribution de fluide.
ETAT DE LA TECHNIQUE On connaît déjà un balai d'essuie-glace du type défini ci-dessus, comportant une lame d’essuyage et une installation de distribution de fluide. Ces dispositifs connus se composent d’un canal avec des orifices organisés pratiquement parallèlement à la lame d’essuyage et par lesquels le liquide de nettoyage peut être appliqué sur la vitre à essuyer.
La consigne de puissance supplémentaire P v peut, avantageusement, être calculée selon l’équation suivante :
Pv = h(V(t))*S PB *(T r +dT-T ext ) + h intPB *S PB *(Tr+dT-T int )
S PB est la surface du vitrage en m 2 ;