INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le procédé selon l’invention consiste à préparer un mélange homogène constitué de : Poudre de nano-diamants présentant une taille moyenne de particules de 4 nanomètres et une taille maximale de 100 nm et préférentiellement entre 2 et 50 nm et préférentiellement encore entre 4 et 10 nm Poudre de titane présentant une taille moyenne de particules d50 qui traduit la distribution granulométrique de la poudre entre 5 et 250 µm, préférentiellement entre 10 et 50 µm, préférentiellement entre 15 et 25 µm La proportion en masse de la poudre de nano-diamants est supérieure à 5%, et de préférence inférieure à 15% et typiquement de 10 à 20% et préférentiellement de 15% du mélange total.
La poudre de titane est constituée préférentiellement de titane pur ou d'un alliage de titane tel que le TA6V ou le grade ELI pour le médical et optionnellement d’alliages contenant majoritairement du titane.
Ce mélange est homogénéisé avant d’être introduit dans un creuset d’un équipement de frittage flash (spark plasma sintering (SPS), field assisted sintering technique (FAST) ou pulsed electric current sintering (PECS) en anglais). A titre d'exemple non limitatif, un mode de préparation de la poudre utilisable en SPS correspond au mélange par broyage avec des vitesses de rotation des jarres de 150 tours/min, une vitesse de rotation du plateau tournant de -50 tours/min sur une durée de 2h avec des billes de broyages en acier trempé de diamètre 15 mm dans des bols de broyage en acier trempé respectant le ratio masse de billes de broyage/masse de poudre de 7:1. (Ce ratio est préféré pour les grandes quantités de poudre). Dans un autre mode de réalisation, le mélange est réalisé par turbula durant 16h avec des billes de broyage en acier inox de 15 mm de diamètre respectant le ratio masse de billes de broyage/masse de poudre de 2,5:1. Les deux méthodes décrites aboutissent à des résultats similaires en terme d'homogénéité et de santé matière.
Le mélange est précompacté dans le creuset puis soumis à un champ électrique par des électrodes placées de part et d’autre du mélange, pendant l’application d’une pression supérieure à 5 MPa et de préférence supérieure à 20 MPa, afin d’atteindre une température ne dépassant pas 1400°C et de préférence comprise, en plateau, entre 800°C et 1300°C. Optionnellement, un maintien en pression peut être prévu après l’arrêt de l’application du champ électrique.
L’étape de frittage est réalisée sous vide ou sous gaz neutre ou inerte.
Les paramètres du procédé sont définis par une expérimentation empirique.
Les conditions opératoires selon l’invention conduisent à un mélange où les grains de nano-diamants sont enrobés par les grains de titane, majoritaires et constituant la phase ductile.
Suivant la température de frittage opérée, tout ou partie des nanodiamants est transformée en graphite. De même, suivant la température et la durée du frittage, tout ou partie de ce carbone (graphite ou diamant) peut réagir avec le titane de la matrice métallique afin de former une phase TiC 1-x (avec 0 1-x peuvent coexister dans la microstructure du composite selon la quantité ajoutée de nano-diamants et/ou le cycle de frittage appliqué. Dans un mode de réalisation, le nano-diamant introduit initialement ne réagit pas et renforce sans réaction notable la matrice par un phénomène de blocage des dislocations par la présence de particules durcissantes. Toutefois, en pratique, il peut y avoir une réactivité partielle (voire totale) des particules de nano-diamants. S’il y a réaction, il se formera du TiC à l’interface Ti/nano-diamant avec une interface potentiellement cohérente ce qui améliorera les propriétés finales.
Lors de la compression, certains grains de nano-diamants vont pénétrer dans les grains de titane et contribuer à l’amélioration de la dureté. Une partie des grains de nano-diamants va réagir avec la surface des grains en titane pour former du carbure de titane dont la dureté est très élevée (Dureté Vickers (TiC) = 3200HV
La première peau 26 est baignée par le flux d’air C et la seconde peau 28 est baignée par le flux d’air F.
Selon un premier état antérieur de la technique qui a été représenté à la , la structure du panneau de capotage 24 est une structure en alliage d’aluminium, la première peau 26 et la seconde peau 28 en aluminium étant assemblées par tout procédé adapté, notamment par collage, de part et d’autre d’une couche de nids d’abeille en aluminium. La première peau 26 reçoit une couche de protection comportant un matériau composite à matrice céramique, les deux peaux et l’âme centrale 30 étant par exemple réalisées en aluminium. Pour déposer la couche de protection, on convertit en alumine une partie de l'épaisseur de la première peau 26 par oxydation, puis on dépose dessus une couche fibreuse 32 comportant des fibres d'un matériau céramique, et enfin on procède au frittage de la couche fibreuse, à une température permettant la consolidation du matériau céramique. La seconde peau 28 comporte des perforations acoustiques qui communiquent avec des alvéoles 36 de l’âme centrale 30. Cette conception nécessite un traitement particulier de la première peau 26 consistant en plusieurs opérations et de ce fait cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement chronophage et onéreuse.
Selon un autre état antérieur de la technique qui n’a pas été représenté, il est connu de revêtir la première peau 26 de tuiles rapportées présentant des caractéristiques de protection thermique et anti-feu.
Selon un second état antérieur de la technique qui a été représenté à la , la structure du panneau de capotage 24 est une structure en titane, en alliage de titane, ou en acier inoxydable, qui comporte la première peau 26 et la seconde peau 28 assemblées de part et d’autre d’une couche de nid d’abeilles en titane ou en acier inoxydable formant l’âme centrale 30. De la même manière que dans le mode de réalisation précédent, la seconde peau 28 comporte des perforations acoustiques 34 qui communiquent avec les alvéoles 36 de la couche de nid d’abeilles. Cette conception est plus simple d’assemblage mais reste très onéreuse dans le cas de l’emploi de titane pour l’intégralité du panneau de capotage 24, ou très lourde dans le cas de l’emploi d’acier inoxydable.
De tels panneaux de capotage 24 peuvent également être utilisés pour former des volets d’inverseurs de poussée, placés en sortie du turboréacteur, dans ce cas la première peau 26 est susceptible d’être exposée à des gaz chauds sortant du turboréacteur.
Néanmoins, il n’est pas nécessaire de proposer une âme centrale 30 et une seconde peau 28 en titane dans la mesure où celles-ci ne sont pas directement exposées à des gaz à température élevée.
L’invention remédie aux inconvénients précités en proposant un panneau 24 de conception simplifiée.
Conformément à l’invention, comme l’illustre la , la première peau 26 est réalisée dans un seul premier matériau. Cette conception permet un assemblage et l’utilisation directe de la première peau 26, sans traitement spécifique visant à lui conférer des caractéristiques de protection thermique et anti–feu. En effet, c’est le matériau de la première peau 26 qui est choisi, entre la première 26 et la seconde peau 28, et pour présenter les meilleures propriétés de tenue mécanique à haute température et de barrière anti-feu.
On rappelle qu’on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaire, c’est-à-dire typiquement de présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C, telles que par exemple et de manière non limitative de l’invention la résistance mécanique à la traction, la résistance pratique de cisaillement, ou encore la raideur.
On entend par protection anti-feu, une capacité du panneau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer.
La seconde peau 28, quant à elle, est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et qui est dépourvu des propriétés de tenue mécanique à la température et anti–feu précitées.
Enfin, l’âme centrale 30 est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux.
De préférence, pour simplifier l’assemblage du panneau 24, le matériau de l’âme centrale sera de préférence choisi identique au matériau de la seconde peau 28.
Cette conception est particulièrement avantageuse car elle permet de s’affranchir de traitements particuliers de la première peau 26. Le choix d’un matériau différent pour la seconde peau 28, moins onéreux, permet par ailleurs de réduire le coût d’un tel panneau 24.
Comme on va le voir dans la suite de la présente description, les propriétés de tenue mécanique à la température et de barrière anti-feu du matériau de la première peau 26 et le choix d’un matériau différent pour la seconde peau 28 imposent une méthode particulière de fixation de la première peau 26 à l’âme centrale 30, La méthode de fixation de la seconde peau 28 à l’âme centrale 30 peut être identique ou différente.
Ainsi, d’une manière générale, un procédé de fabrication d’un ensemble propulsif selon l’invention comporte au moins une étape de soudage de la première peau 26 avec l’âme centrale 30 et au moins une étape de soudage ou de brasage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Composition de carburéacteur selon l’invention De préférence, la composition selon l’invention comprend de 50% à 85% en volume, de préférence de 55% à 80% en volume, préférentiellement de 55% à 75% en volume de l’au moins une base paraffinique.
De préférence, la composition selon l’invention comprend de 15% à 50% en volume, de préférence de 20% à 45% en volume, préférentiellement de 25% à 45% en volume de l’au moins une base naphténique.
De préférence, la composition selon l’invention comprend moins de 18% en volume, de préférence moins de 10% en volume, de préférence moins de 8% en volume, de préférence moins de 5% en volume, de préférence de 1% à 18% en volume, de préférence de 1 à 10% en volume de l’au moins une base aromatique.
De préférence, la composition selon l’invention présente un ratio massique composés naphténiques/composés aromatiques supérieur ou égal à 1, de préférence supérieur ou égal à 2, de préférence supérieur ou égal à 3, de préférence entre 3 et 5.
De préférence, la composition selon l’invention comprend de 15% à 48% en masse de composés naphténiques, préférentiellement de 25% à 45% en masse de composés naphténiques.
De préférence, la composition selon l’invention comprend une quantité inférieure ou égale à 15% en volume de composés aromatiques, de préférence inférieure ou égale à 8% en volume, préférentiellement inférieure ou égale à 5% en volume, par rapport au volume total de la composition. De préférence, la composition selon l’invention comprend une quantité de composés aromatiques comprise entre 1 et 15% en volume, de préférence entre 1 et 8% en volume, par rapport au volume total de la composition.
La quantité de composés aromatiques compris dans la composition selon l’invention est définie en volume conformément aux spécifications de la norme ASTM D7566:21.
Avantageusement, la composition de carburéacteur selon l'invention peut être conforme aux exigences Jet A ou Jet A1 telles que définies dans la norme ASTM D7566 :21 de juillet 2021 ou dans la DefStan 91-091 Issue qui fait référence à la norme ASTM D7566:21.
Par exemple, la composition selon l’invention présente une densité comprise entre 755 kg/m 3 et 840 kg/m 3 , de préférence comprise entre 775 kg/m 3 et 840 kg/m 3 .
En particulier, les teneurs en base paraffinique, en base naphténique, et en base aromatique lorsque présente, dans la composition de carburéacteur selon l’invention peuvent être choisies de telle sorte que la composition de carburéacteur selon l’invention soit conforme à ces exigences.
Dans un mode de réalisation avantageux, l’au moins une base paraffinique et l’au moins une base naphténique sont issues de traitements séparés de charges renouvelables (de procédés distincts), notamment de charges renouvelables distinctes. Dans un mode de réalisation préféré, la composition de carburéacteur selon l’invention est constituée des bases paraffinique, naphténique, et aromatique lorsque présente, issues de charges renouvelables.
Selon un mode de réalisation, la composition de carburéacteur selon l’invention est exempte de composants d’origine pétrolière.
EXEMPLES Deux compositions C1 et C2 selon l’invention sont préparées.
C1 comprend 68% en volume d’HEFA conforme à la base paraffinique a) selon l’invention et 32% en volume de la base naphténique b).
C2 comprend 61% en volume d’HEFA conforme à la base paraffinique a) selon l’invention et 39% en volume de la base naphténique b).
Revêtement non-fluoré hybride émail/résine silicone Le domaine de l’invention est celui des articles culinaires revêtu sur une de leurs faces par un revêtement et plus précisément, les revêtements à base de résine silicone de ces articles.
La demande WO2020144051 concerne un revêtement à base de fluoropolymères dont la résistance mécanique à l’abrasion est améliorée par l’intégration de charges organiques (SiC) et minérales (Al 2 O 3 ) dans les couches de primaires et de finition du revêtement.
Pour améliorer la résistance de tels revêtements aux impacts mécaniques, des revêtements avec une couche de base dure enduite d’un revêtement anti adhésif ont été décrits, notamment dans la demande WO 2009/068832.
Dans le domaine de la moulerie (grand public ou industrielle), les revêtements à base de fluoropolymères ne sont pas aussi répandus car les contraintes de résistance à la température sont moins élevées (max 220 °C) et permettent l’utilisation d’autres types de revêtements, tels que ceux en silicone.
En variante, un détecteur de pression est un dispositif indépendant de l’unité de calcul. Cependant il est préférable que le module de modélisation associé à un capteur de contact soit du type logiciel, dans l’unité de calcul, pour pouvoir ajuster les paramètres du modèle, comme par exemple le seuil de pression.
Éventuellement, un organe de pilotage, tel qu’une poignée, peut être équipé de plusieurs capteurs de contact, disposés à des emplacements différents pour autoriser différentes positions de la main du pilote sur cette poignée. En multipliant les points de mesure ou en augmentant la surface du capteur de contact, on limite l’occurrence de fausses alarmes.
D’autres types de capteurs peuvent éventuellement être connectés à l’unité de calcul. Il peut s’agir de caméras analysant le comportement du pilote, d’accéléromètres intégrés dans le casque du pilote pour détecter les mouvements de tête, des capteurs physiologiques tels que ceux mesurant le rythme cardiaque, un micro analysant l’ambiance sonore à l’intérieur de la cabine (notamment les sons émis par les pilotes), etc.
D’autres indicateurs peuvent être dérivés soit des signaux délivrés par ces autres capteurs équipant le cockpit, soit de l’actionnement d’autres équipements du cockpit. Par exemple, comme illustré sur la , les poignées du manche 40 sont équipées de boutons gauche et droit, 43 et 44. Le bouton gauche 43 permet par exemple de désengager le pilote automatique, tandis que le bouton droit permet au pilote de transmettre sur la radio. L’actionnement de l’un ou l’autre de ces boutons peut, en variante, servir d’indicateur d’une action volontaire du pilote.
SURVEILLANCE D’UN SYSTEME PROPULSIF D’UN AERONEF Domaine technique de l’invention L’invention se réfère aux systèmes propulsifs hybrides pour aéronefs, et plus particulièrement à l’hybridation parallèle d’un hélicoptère.
Arrière-plan technologique Un système propulsif non-hybride comporte classiquement une chaîne thermique d’entraînement d’un propulseur tournant de l’aéronef, par exemple d’entraînement du rotor principal et du rotor d’anti-couple dans le cas d’un hélicoptère.
Le système propulsif présente plusieurs régimes de certification définissant une limite de puissance. Il est connu de calculer pour chaque régime une marge disponible de puissance. Pour cela, une marge de puissance est calculée pour plusieurs paramètres de la chaîne thermique, et la plus petite est sélectionnée.
L’aéronef comporte alors un indicateur de pilotage destiné à afficher au pilote une information synthétique lui permettant de connaître à tout instant la marge de puissance disponible avant d’atteindre les limites de puissance des régimes certifiés. Cet indicateur est appelé indicateur de première limite (IPL) et renseigne le pilote sur la marge de puissance qui lui reste.
Par ailleurs, un système propulsif hybride comporte, en redondance de la chaîne thermique, une chaîne électrique d’entraînement du propulseur tournant. Cette redondance permet l’atterrissage de l’aéronef dans des conditions de sécurité satisfaisantes, en cas de panne de la chaîne thermique. Un exemple d’application caractéristique est un système propulsif hybride parallèle d’hélicoptère, composé d’un turbomoteur et d’une motorisation électrique entraînant tous les deux les rotors principaux et d’anti-couple. Néanmoins l’invention s’applique plus généralement à un système propulsif hybride d’aéronef qui ne possède pas nécessairement de tels rotors.
L’invention a pour but d’adapter le calcul des marges de puissance au cas d’un système propulsif hybride.
Il est donc proposé un procédé de surveillance d’un système propulsif d’un aéronef, le système propulsif comportant un propulseur tournant et une chaîne thermique d’entraînement du propulseur tournant, le procédé comportant : un calcul d’un seuil d’un paramètre de la chaîne thermique, en-dessous duquel ce paramètre doit rester pour que la chaîne thermique fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale prédéfinie ; un calcul d’une marge du paramètre de la chaîne thermique par rapport à son seuil, cette marge étant prise comme marge de la chaîne thermique ;
caractérisé en ce que, le système propulsif comportant en outre une chaîne électrique d’entraînement du propulseur tournant en parallèle de la chaîne thermique, le procédé comporte en outre : un calcul d’un seuil d’un paramètre de la chaîne électrique, en-dessous duquel ce paramètre doit rester pour que la chaîne électrique fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale prédéfinie ; un calcul d’une marge du paramètre de la chaîne électrique par rapport à son seuil, au moins une partie de cette marge étant prise comme marge de la chaîne électrique ; une addition de la marge de la chaîne thermique et de la marge de la chaîne électrique pour obtenir une marge totale du système propulsif ; et une transmission de la marge totale à un dispositif d’affichage de l’aéronef, pour que le dispositif d’affichage affiche la marge totale .
De façon optionnelle le procédé comporte : un calcul, pour chacun de plusieurs paramètres de la chaîne électrique, d’un seuil, en-dessous duquel ce paramètre doit rester pour que la chaîne électrique fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale prédéfinie ; un calcul, pour chacun des paramètres de la chaîne électrique, d’une marge du paramètre par rapport à son seuil, une détermination de la plus petite des marges des paramètres de la chaîne électrique, cette plus petite marge étant prise comme marge de la chaîne thermique.
De façon optionnelle également, le système propulsif présente au moins un régime de fonctionnement certifié qui définit un seuil pour chacun de plusieurs paramètres de la chaîne électrique, le procédé comportant : un calcul d’une marge de chaque paramètre de la chaîne électrique ; et une détermination de la plus petite des marges des paramètres de la chaîne électrique, cette plus petite marge étant prise comme marge de la chaîne électrique.
De façon optionnelle également, le système propulsif présente au moins un régime de fonctionnement certifié qui définit une durée non nulle de fourniture de puissance pour la chaîne électrique, le procédé comportant en outre : une vérification qu’une source de stockage électrique de la chaîne électrique est suffisamment chargée pour que la chaîne électrique puisse maintenir le paramètre ayant la marge la plus petite à son seuil pendant la durée de fourniture de puissance définie ; si la source de stockage électrique est suffisamment chargée, la marge de la chaîne électrique est additionnée à la marge de la chaîne thermique pour obtenir la marge globale.
Le panneau 24 ne comporte pas nécessairement qu’une couche d’entretoises 38. Il peut en effet, selon un second mode de réalisation de l’âme centrale 30, en comporter deux, comme représenté à la .
Dans la première variante du premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, l’unique couche 38 d’entretoises 40 est fixée à la première peau 26 par sa paroi 48 et elle est fixée à la seconde peau 28 par les sommets tronqués plans 42 de ses pyramides 40, comme on l’a représenté à la .
Dans les deux variantes de ce premier mode de réalisation, on remarquera que, de préférence, au moins une face de chacune des pyramides 40 comporte au moins une perforation acoustique 52, 54.
Ainsi, comme l’illustrent les figures 5, 6, 9, et 10 les sommets tronqués plan 42 des pyramides 40 peuvent comporter des perforations acoustiques 52.
Les perforations acoustiques 52 sont destinées à communiquer avec des perforations acoustiques 54 formées dans la seconde peau 28, comme représentée à la . En variante, ou en combinaison de ces perforations 52, les flancs 50 des pyramides 40 peuvent comporter des perforations acoustiques 56, comme représenté à la .
Dans tous les cas, ces perforations 52, 54 permettent de mettre en communication le milieu extérieur de l’air baignant la seconde peau 28 avec l’intérieur des entretoises pyramidales 40, qui est pris entre les parois extérieures des pyramides et la première peau 26. De la sorte l’intérieur des entretoises pyramidales 40 constitue un résonateur acoustique.
Dans les deux variantes de ce premier mode de réalisation, le procédé de fabrication du panneau 24 diffère selon la variante envisagée, c’est-à-dire selon que l’âme centrale 30 comporte une ou deux couches 38.
Dans la première variante du premier mode de réalisation, le procédé de fabrication du panneau 24 comporte, comme l’illustrent les figures 8 et 16, une première étape ET1 de soudage de l’unique couche 38 de l’âme centrale 30 à la première peau26, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage 55 sur la paroi 48 de la couche 38 en suivant un chemin déterminé W entre les pyramides 40. Le chemin déterminé W serpente de préférence entre les pyramides 40 pour couvrir le maximum de la surface de la paroi 48.
Puis, comme l’illustrent les figures 9 et 16, le procédé comporte une deuxième étape ET2 de brasage ou collage de la seconde peau 28 avec les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 de l’unique couche 38 de l’âme centrale 30.
Plus particulièrement, lorsque les matériaux sont métalliques, la première étape ET1 de soudage est réalisé en utilisant de préférence comme outil de soudage un outil de friction-malaxage, consistant, de manière connue en soi, en un pion rotatif que l’on déplace le long de la paroi 48 de manière à ce que la rotation du pion à haute vitesse rende pâteux le matériau de la paroi 48 et celui de la première peau 26 en les mêlant intimement. En variante on peut également utiliser comme outil de soudage un outil de soudage laser ou un outil de soudage par point.
De préférence, le procédé peut également comporter une étape préalable ET0 de pointage intervenant avant la première étape ET1 au cours de laquelle on effectue un pointage par soudage par point entre la paroi 48 de la couche 38 et la première peau 26.
La deuxième étape ET2 est dans ce cas une étape de brasage avec utilisation d’un métal d’apport entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 et la seconde peau 28.