INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
235 g de P(TMS) 3 ont été chargés dans un réacteur Parr étanche de 600 mL. 183 g de monochlorosilane MCS ont été cryopiégés dans le récipient. Le mélange réactionnel a été décongelé et agité vigoureusement à 400 tpm à 90ºC pendant 44 h, pendant lesquelles tout le P(TMS) 3 a été converti en une majorité de P(SiH 3 ) 3 en un rendement de 92 %. La est un chromatogramme de GC du mélange réactionnel de P(TMS) 3 + 3 MCS à 90 º C pendant 44 h.
Exemple 5 . Synthèse de As(Si 3 H 7 ) 3
Le chauffage à 90ºC et l’agitation à 150 tpm pendant 48 h du mélange de 2 g de As(TMS) 3 et de 7,5 g de MCTS dans un récipient d’acier inoxydable de 60 mL conduisent exclusivement à As(Si 3 H 7 ) 3 en un rendement de 75 %. La est un chromatogramme de GC du mélange réactionnel (dans l’Exemple 5) de As(TMS) 3 + 6 MCTS à 60ºC pendant 24 h.
Exemple 6 . Synthèse de As(SiH 3 )(TMS) 2
4,5 g de As(TMS) 3 ont été chargés dans un récipient d’acier inoxydable de 60 mL. 8,5 g de monochlorosilane MCS ont été cryopiégés dans le récipient. Le mélange réactionnel a été décongelé et agité à 150 tpm dans le récipient scellé à 90ºC pendant 24 h, pendant lesquelles une majorité de As(SiH 3 )(TMS) 2 a été obtenue en un rendement de 52 %.
Exemple 7 . Synthèse de Sb(Si 3 H 7 )(TMS) 2
Sb(Si 3 H 7 )(TMS) 2 peut être synthétisé en un rendement de 72 % en mettant en réaction 2 g de Sb(TMS) 3 et 7 g de MCTS à température ambiante sous agitation magnétique vigoureuse pendant un jour. Un chauffage à des températures élevées (par ex. 50ºC ou 90ºC) conduira à une décomposition.
Exemple 8 . Synthèse de Sb(SiH 3 )(TMS) 2
2,8 g de Sb(TMS) 3 ont été chargés dans un récipient d’acier inoxydable de 60 mL. 9 g de monochlorosilane MCS ont été cryopiégés dans le récipient. Le mélange réactionnel a été décongelé et agité à 150 tpm dans le récipient scellé à 60ºC pendant 24 h, pendant lesquelles une majorité de Sb(SiH 3 )(TMS) 2 a été obtenue en un rendement de 23 %. La est un chromatogramme de GC du mélange réactionnel de Sb(TMS) 3 + 10 MCS à 60 o C pendant 24 h.
La sixième caractéristique qui découle de la présente invention est une meilleure acceptabilité, qui peut être mesurée comme un composé de la réduction des perturbations pour le voisinage et les zones de vol stationnaire, plus une diminution significative du risque pour la population. Encore une fois, cette mesure sera améliorée par rapport aux aéronefs capables de transporter des charges utiles de plus de cinq tonnes tout en étant capables de décoller et d'atterrir verticalement, dont les hélicoptères lourds conventionnels à turbine ou les quadricoptères électriques lourds sont un bon exemple.
Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte huit propulseurs à hélice(s) répartis de manière symétrique des deux côtés par rapport au plan vertical contenant l'axe principal avant-arrière.
De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la sécurité conforme aux objectifs antérieurs, car ils permettent un facteur de redondance de niveau huit. Un terme contribuant de manière significative à la probabilité qu'un aéronef perde sa capacité à maintenir son altitude est approximativement la probabilité que les dispositifs de propulsion spécifiques utilisés soient élevés à la puissance du nombre minimal de dispositifs de propulsion requis pour ne pas perdre l'altitude trop rapidement. Dans le cas de l'invention, chaque propulseur à hélice(s) étant par exemple conçu pour supporter 240% de sa charge de poussée nominale requise pour la charge utile nominale dans une configuration de contribution à portance nulle, on voit que l'invention peut gérer une multitude de situations où les pertes de trois propulseurs, ou plus simplement de moteurs, peuvent être compensées de manière à ce que la sécurité du vol ne soit pas compromise.
Fondamentalement, les conditions pour qu'un aéronef reste en état de navigabilité sont les suivantes : la somme des poussées des propulseurs à hélice(s) opérationnels atteint huit fois 100% de poussée, aucun propulseur à hélice(s) ne dépasse 200% de poussée (Il y a une puissance de réserve pour le contrôle instantané du lacet et du tangage), le centre de masse correspond au centre de poussée en se projetant sur un plan horizontal quelconque, et au moins trois propulseurs à hélice(s) sont opérationnels (pour le contrôle du lacet et du tangage).
Par exemple, une situation où les propulseurs à hélice(s) P0, P3, P5 et P6 sont en panne est une situation navigable si P1, P2, P4, P7 sont poussées à 200% de charge. De même, une situation où les propulseurs à hélice(s) P0, P2, P5 et P7 sont en panne peut être rendue apte au vol, et les symétriques par rapport au plan de symétrie principal et au plan frontal également.
Lorsque l'aéronef est équipé de huit propulseurs à hélice(s) capables d'une poussée vectorisée, un plus grand nombre de situations d'urgence peuvent être mises en état de navigabilité. Par exemple, dans le cas où les propulseurs à hélice(s) P6 et P7 sont en panne, l'ensemble de l'aéronef peut être incliné dans le plan de symétrie principal de sorte que le centre de masse corresponde à nouveau au centre de poussée en se projetant sur un plan horizontal. Dans ce cas, le niveau du nez de l'aéronef se trouve en dessous de sa queue. Situations symétriques par rapport au plan de symétrie principal et au plan frontal également. Une situation où les propulseurs à hélice(s) P5, P6 et P7 sont en panne peut être traitée de manière similaire, en ajoutant seulement une autre rotation. Il convient de mentionner que les quadricoptères ne peuvent pas présenter de telles propriétés.
De tels modes de réalisation permettent également une amélioration de l'efficacité conforme aux paramètres des objectifs antérieurs, car ils permettent des conceptions de coque aérodynamique avec une surface de section avant apparente plus faible, qui joue un rôle critique dans la traînée et donc dans l'efficacité, puisque la traînée est la force contraire prédominante qui résiste au mouvement de l'aéronef. Cet avantage résulte de la réduction du diamètre des hélices tout en augmentant leur nombre afin de conserver une surface balayée stable, et du fait que les propulseurs à hélice(s) sont alignés en deux rangées de chaque côté de l'aéronef, le premier propulseur à hélice(s) de chaque rangée faisant de l'ombre aux autres propulseurs à hélice(s) dans la rangée d'un point de vue aérodynamique, alors que l'aéronef vole en premier à une altitude stabilisée, ce qui est la configuration de croisière standard et celle de référence pour un vol économe en énergie.
De tels modes de réalisation permettent également une amélioration de la compacité par rapport aux aéronefs antérieurs, car ils permettent de réduire la largeur de l'aéronef au détriment de sa longueur, ce qui est compatible avec les zones d'atterrissage cibles telles que les quais d'entrepôt, les rues, etc.
Dans des modes de réalisation particuliers de l'invention, les propulseurs à hélice(s) de l'aéronef sont entraînés électriquement par des moteurs électriques directement montés sur les arbres des hélices, l'énergie embarquée étant générée par un ensemble de piles à combustible à hydrogène, typiquement 40 piles à combustible de 128 kW chacune, provenant de la voiture Toyota Mirai Generation 3 (marques déposées) ou des piles à combustible Hyzon (marque déposée) récemment annoncées.
De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la sécurité conforme aux objectifs antérieurs car ils permettent une amélioration en quatre étapes : ils réduisent le nombre de pièces mobiles par rapport à une chaîne de propulsion conventionnelle comprenant une turbine à gaz entraînant un réducteur à grande vitesse, lui-même entraînant un cardan relié à l’hélice ; ils suppriment les composants à haute température provoquant des incendies, tels que la chambre de combustion, en s'appuyant sur des composants à température relativement basse ; ils suppriment les composants à grande vitesse sujets aux pannes, tels que les bobines d'arbre de turbine, les pignons à grande vitesse, etc. dont la vitesse de rotation peut atteindre plus de 25 000 tours par minute et s'appuie uniquement sur des hélices de propulsion à faible vitesse, dont la vitesse de rotation ne dépasse pas 2 500 tours par minute. En supprimant la plupart des composants mécaniques, il réduit les sources de vibrations (comme par exemple la turbine et le réducteur mentionnés plus haut) qui entraînent une fatigue de la structure, de la tuyauterie et du câblage. De plus, le fait que l'invention, dans cette réalisation particulière, repose sur 40 piles à combustible indépendantes au lieu de deux turbos (avec une probabilité de défaillance unitairement plus faible) permet d'obtenir une source d'énergie embarquée plus résistante, la probabilité de défaillance critique étant la probabilité unitaire par défaut à la puissance du seuil du nombre critique d'éléments où la production d'énergie ne correspond plus aux exigences de la capacité de vol.
Dans la configuration de l'invention, on peut affirmer que l’aéronef n'est pas dans une zone critique tant que 30 piles à combustible sont opérationnelles. En supposant que la durée de vie d'une membrane échangeuse de protons est de 25 000 heures, on peut postuler grossièrement (en supposant une distribution de probabilité géométrique des défaillances) que la probabilité horaire de défaillance est de 4e -5 . D'autre part, le taux de défaillance du meilleur moteur d'hélicoptère de sa catégorie est de 0,35e -5 . Le lecteur pourra se référer à l'article : "Measuring Safety in Single- and Twin-Engine Helicopters" par Roy G. Fox, ingénieur en chef de la sécurité chez Bell Helicopter Textron Inc.
La probabilité horaire de compromettre la navigabilité d'un hélicoptère bimoteur est alors de 0,35e -5 , contre (4e -5 ) -10 ~= 1e -44 pour l'aéronef objet de l’invention. Le même type de calcul montrant un écart d'au moins dix ordres de grandeur s'applique aux causes de navigabilité non liées aux moteurs (notamment la boîte de vitesses, le mécanisme de commutation, les arbres et les embrayages) par rapport à l'invention qui, dans ce mode de réalisation particulier, repose sur huit lignes de production d'énergie et de propulsion distinctes et facilement commutables.
De tels modes de réalisation permettent une amélioration de l'efficacité conforme aux objectifs antérieurs, qui peut être appréciée d'abord par rapport aux aéronefs conventionnels tels que les hélicoptères, puis par rapport aux quadricoptères électriques alimentés par des batteries, etc.
En ce qui concerne l'aéronef conventionnel, l'efficacité globale totale de la chaîne du carburant à la poussée du rotor, y compris comme moteur principal l'efficacité de la petite turbine à gaz (environ 30 %) et l'efficacité de la boîte de vitesses (~85 %), est d'environ 25 %, tandis que l'efficacité totale du carburant hydrogène à la poussée du rotor est d'environ ~62 %, ayant comme moteurs principaux l'efficacité de la pile à combustible maintenant signalée à 68 %, le variateur de fréquence (généralement ~97 %) et le moteur synchrone à aimant permanent (généralement ~95 %), donc plus de deux fois l'efficacité de la chaîne de combustion interne. On note que cela vaut également pour l'hydrogène comme carburant de moteur à combustion.
En ce qui concerne les quadricoptères électriques et les avions multi-rotors alimentés par des batteries, l'efficacité énergétique est radicalement différente, comme on va le montrer ci-après. Considérons deux aéronefs, par exemple des quadricoptères électriques, semblables en tous points à l'exception du dispositif de stockage de l'énergie, l'un utilisant de l'hydrogène et l'autre des batteries. La poussée totale des deux aéronefs est de dix tonnes, consommant en moyenne deux MW, le poids total à vide, stockage d'énergie mis à part, des aéronefs est de cinq tonnes. Donc, pour un objectif de vol de 30 minutes, en supposant des batteries parfaitement efficaces et en utilisant une densité d'énergie de 200 Wh/kg pour les batteries modernes au lithium-ion de cobalt, on se retrouve avec un ensemble de batteries pesant cinq tonnes. Cela signifie que dans cette configuration, ces aéronefs n'ont pratiquement aucune charge utile. D'autre part, en utilisant du LH 2 à 33 kWh/kg, on obtient une charge de carburant de 90 kg, stockée dans un réservoir cryogénique de 310 kg et générant de l'énergie à l'aide d'un ensemble de piles à combustible de 800 kg, ce qui donne une charge utile disponible de 3,8 tonnes. En notant que plus l'aéronef est lourd, plus les pales du rotor doivent être grandes, moins l'air semble être visqueux par rapport à l'aéronef, plus la puissance de poussée par kg soulevé est élevée. Par conséquent, on voit que les drones alimentés par batterie, bien que physiquement dominants dans le domaine des petites charges utiles, lorsqu'ils atteignent un certain seuil de charge utile dans la gamme de trois à cinq tonnes, ont tendance à utiliser presque toute leur énergie pour soulever leur propre poids à vide, consomment un ordre de grandeur de plus d'énergie pour la même tâche, et finissent par présenter des rendements nets proches de zéro.
De tels modes de réalisation permettent une compacité conforme aux objectifs antérieurs, puisque la densité énergétique volumique de l'hydrogène liquéfié est presque le double de celle de l'hydrogène comprimé, actuellement la norme automobile, à 700 bars. Étant donné que les réservoirs de stockage d'hydrogène constituent le principal facteur du volume interne total de l'aéronef, la compacité du carburant se traduit directement par un resserrement des dimensions de la coque, ce qui permet de réduire la traînée aérodynamique en croisière et contribue donc à accroître encore l'efficacité énergétique.
Par « co-polymère » on entend que ledit polymère est issu de la polycondensation d’unités polymériques répétitives différentes entre elles, i.e. ledit polymère est issu de la polycondensation d’unité répétitives polymériques (A) avec (B) étant entendu que les unités polymériques (A) sont différentes des unités polymériques (B) ledit copolymère pouvant être obtenu à partir d’une unique source de carbone aliphatique saturée ou insaturée éventuellement substituée et/ou intérrompue de préférence non substituée non interrompue , ou à partir de plusieurs sources de carbone, en particulier dont l’une au moins est aliphatique saturée non substituée non interrompue et la ou les autres sources de carbone étant aliphatiques saturées ou insaturées éventuellement substituées notamment par un atome d’halogène tel que le brome, ou par un groupe cyano, un sel de bunte, un radical dithiolane, un carboxy etc.
Selon un mode de réalisation, le copolymère selon l’invention est issu d’une seule source de carbone, de préférence une seule source de carbone aliphatique saturée ou insaturée éventuellement substituée et/ou interrompue, de préférence non substituée non interrompue
, avec de préférence .
La deuxième profondeur d 2 est de préférence comprise 2 µm et 25 µm, de préférence entre 5 µm et 15 µm, par exemple 10 µm. La deuxième profondeur d 2 correspond à la profondeur de la cavité 11.
La deuxième gravure permet de former au moins une butée 15 dans la cavité, la ou chaque butée s’étendant à partir du fond 14 de la cavité jusqu’à une surface d’appui 13, cette dernière étant disposée à une profondeur d 1 par rapport à la face supérieure 10 s . Chaque surface d’appui 13 correspond à l’extrémité d’une butée 15. La profondeur d 2 de chaque cavité est de préférence au moins 5 fois le diamètre ou la diagonale d’une butée, le diamètre ou la diagonale étant déterminée selon une direction parallèle à la face supérieure 10 s . Le diamètre ou la diagonale d’une butée 15 est par exemple compris entre 0.25 µm et 5 µm.
Formation de la membrane Les figures 3D et 3E montrent respectivement un substrat supérieur 20, ce dernier étant assemblé sur la face supérieure 10 s du substrat inférieur 10, de préférence par scellement moléculaire sous vide. Le substrat supérieur 20 peut être un substrat de type SOI (Silicon on Insulator – Silicium sur isolant), comportant un empilement de couches : Si (couche superficielle 21) – SiO 2 (couche 22) – Si (couche 23). De façon alternative, le scellement peut être un scellement anodique ou eutectique. L’étape de scellement peut être précédée d’une préparation des surfaces de chaque substrat assemblées l’une à l’autre. La préparation des surfaces comprend par exemple le dépôt de matériaux spécifiques nécessaires au scellement anodique ou au scellement eutectique.
L’assemblage du substrat supérieur 20 sur le substrat inférieur 10 permet de refermer la cavité 11, cette dernière étant sous vide.
La figure 3F illustre la formation de la membrane 25, par amincissement du substrat supérieur 20. L’amincissement peut être effectué par gravure, par exemple une gravure mécanique d’une partie de la couche 23 suivie d’une gravure chimique d’une partie de la couche 23 et de la couche 22, de manière à préserver la couche superficielle 21, qui forme la membrane 25. L’épaisseur de la membrane 25 est de l’ordre de quelques pourcents de son diamètre (ou de sa diagonale), le diamètre et la diagonale étant déterminé parallèlement à la face supérieure 10 s . L’épaisseur de la membrane 25 est ainsi comprise entre 100 nm et 10 µm, et le plus souvent entre 500 nm et 5 µm.
La membrane 25 forme une interface entre la cavité 11 sous vide et l’air extérieur, à la pression atmosphérique. Sous l’effet de la différence de pression, la membrane 25 tend à se défléchir pour s’appuyer contre la butée 15, ou plus précisément contre la surface d’appui 13 formant l’extrémité de chaque butée. On rappelle que l’échelle selon l’axe Z est plus élevée que l’échelle selon l’axe X.
La représente une étape alternative à la gravure. Selon cette étape, le substrat supérieur 20 a fait l’objet d’une implantation ionique, matérialisée par une ligne en pointillés. Le substrat supérieur 20 fait l’objet d’un clivage, de façon à ne laisser subsister qu’une couche résiduelle, formant la membrane 25, sur le substrat inférieur 10.
Formation de l’empilement piézoélectrique .
Les figures 3H à 3O illustrent la formation de l’empilement piézoélectrique 30 sur la membrane 25. L’empilement est formé par des dépôts successifs de couches. Au fur et à mesure de la formation de l’empilement, la déflexion de la membrane 25 se réduit.
La montre le dépôt d’une première couche conductrice formant une première électrode 31. Il peut par exemple s’agir de molybdène, ou de platine, ou d‘un mélange aluminium/cuivre. L’épaisseur de la couche 31 peut être de 200 nm.
La représente le dépôt d’une couche 33 d’un matériau piézoélectrique, ce dernier pouvant être AlN (nitrure d’aluminium) ou du PZT (Titano Zirconate de Plomb), ou de l’oxyde de zinc (ZnO). L’épaisseur est comprise entre 400 nm et 4 µm. La couche de matériau piézoélectrique 33 contribue sensiblement à augmenter la rigidité, ce qui diminue la déflexion de la membrane 25.
La montre le dépôt d’une deuxième couche conductrice 32, de telle sorte que la couche de matériau piézoélectrique 33 s’étend entre la couche conductrice 31 et la couche conductrice 32. La couche conductrice 32 est structurée par gravure pour former une deuxième électrode ( ). Suite à cette étape, on forme une reprise de contacts sur la première couche conductrice 31. Une partie de la couche piézoélectrique 33 est retirée par gravure ( ) de façon à former une ouverture permettant la reprise de contact, cette dernière étant effectuée à côté de l’ouverture
L’empilement piézoélectrique 30 est complété par le dépôt d’une couche de passivation 34, par exemple SiN, selon une épaisseur de 300 nm ( ). La illustre la gravure localisée de la couche de passivation, de façon à permettre le dépôt puis la gravure d’une couche métallique 35 pour former des connections électriques vers la première électrode 31 et vers la deuxième électrode 32 : cf. . La couche métallique 35 permet de former un premier plot de connexion 35 1 , électriquement connecté à la première électrode 31, et un deuxième plot de connexion 35 2 , électriquement relié à la deuxième électrode 32.
La représente un mode de réalisation selon lequel on diminue la rigidité de l’empilement piézoélectrique 30, supporté par la membrane 25, en retirant localement une partie de la couche piézoélectrique 33 et de la deuxième électrode 32. La partie de la couche piézoélectrique retirée peut notamment s’étendre à l’aplomb de la cavité 11. Le retrait peut être effectué par gravure. Le retrait maintient la connexion électrique entre la deuxième électrode 32 et le deuxième plot 35 2 . L’empilement piézoélectrique peut être virtuellement divisé en une partie centrale 30 c , adjacente de la zone médiane de la cavité 11, et une partie périphérique 30 p , s’étendant entre le deuxième plot 35 2 et la partie centrale 30 c. Le retrait de la couche piézoélectrique 33 intervient dans la partie périphérique 30 p . Le retrait d’une partie de la couche piézoélectrique 33 permet d’ajuster la rigidité de l’ensemble formé par la membrane 25 et l’empilement piézoélectrique 30.
La montre une configuration similaire à celle représentée sur la , selon laquelle la cavité 11 comporte plusieurs butées 15. Les butées sont de préférence alignées le long d’une direction parallèle à la face supérieure 10 s . Un tel mode de réalisation convient à la formation de membranes dont le diamètre ou la diagonale sont élevées.
Le dispositif de collecte de tissu est particulièrement avantageux du fait que son corps est divisé en modules amovibles attachés entre eux par des moyens de liaison et que parmi ces modules, il comprend un ou plusieurs modules intermédiaires permettant ainsi de manière avantageuse de faire varier la taille et contenance du corps du dispositif. Ce dispositif de collecte de tissu peut donc avantageusement être utilisé pour la collecte et le transfert (dans le cas de transplantation) de différentes quantités de tissu. L’utilisateur peut avantageusement ajouter ou retirer des modules intermédiaires en fonction de la quantité de tissu qu’il veut collecter dans le dispositif de collecte. Grâce à cela, le praticien (chirurgien) n’a plus besoin de posséder plusieurs dispositifs de collecte de capacités différentes et réalise avantageusement avec le dispositif objet de la présente invention une économie sur ses coûts d’achats de matériel professionnel. Le dispositif de collecte objet de la présente invention est particulièrement avantageux pour la collecte de tissu adipeux et pour la transplantation de ce dernier. En effet dans le cas de transplantation de tissu adipeux (graisse), la quantité de tissu adipeux nécessaire varie en fonction de la partie du corps où l’on souhaite le transplanter. Il sera par exemple nécessaire d’avoir collecté au moins 20 ml pour un visage, environ 300 ml pour une reconstruction de la poitrine et jusqu’à 3 L pour une augmentation du fessier. Le dispositif de collecte objet de la présente invention permet de collecter et transplanter ces différentes quantités de tissu adipeux ainsi que d’autres quantités en faisant varier sa capacité de collecte en choisissant préalablement un nombre de modules intermédiaires adapté à la quantité de tissu adipeux à collecter/transplanter.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, l’ensemble des modules comporte au moins deux modules intermédiaires entre le module inférieur et le module supérieur, chaque module intermédiaire étant configuré pour recevoir le tissu collecté et les éventuels fluides indésirables collectés avec ledit tissu.