INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans le document WO 2010/109096, le lit fluidisé est plus ou moins statique dans le réacteur, et les granules, une fois chargées, sont attirées hors du lit fluidisé en fonction de leur charge par des tapis roulants formant des électrodes autour du lit fluidisé. L’extraction se fait en continu, et le lit fluidisé est alimenté en continu par l’arrivée de nouvelles granules. Néanmoins, un tel réacteur est à nouveau très délicat à régler, notamment en ce qui concerne le niveau de charge électrique. Il peut se produire aussi que des granules insuffisamment chargées s’accumulent dans le réacteur et le bloquent.
A l’étape 760, les étapes précédentes sont répétées pour obtenir une nouvelle valeur de sécurité d'angle d’incidence. Autrement dit, la valeur de sécurité d’angle d’incidence, correspondant, en valeur absolue, à l’angle d’incidence maximal autorisé est mis à jour et remplace ainsi l’ancienne valeur de sécurité d’angle d’incidence déterminée utilisée pour générer la consigne de commande d’orientation de l’aile.
La valeur de sécurité d’angle d’incidence peut ainsi être modifiée, temporairement ou non, pour les conditions rencontrées, de manière à améliorer les performances du système.
En cas de décrochage intempestif, i.e. hors phase d’apprentissage, on peut prévoir que le système réduit l'incidence jusqu'au recollement de l'écoulement et donc jusqu'à la restauration des performances aérodynamiques du profil ou à une valeur d’incidence encore inférieure puis relance un processus d’apprentissage pour pouvoir ensuite commander l’orientation de l’aile selon un angle d’incidence de consigne correspondant à la nouvelle valeur d’angle d’incidence maximal autorisé. En variante, on peut prévoir que la valeur constatée du décrochage soit utilisée de la même manière qu’à l’étape 730, i.e. en reprenant le cycle à l’étape 740 en utilisant la valeur de l’angle de décrochage constatée comme résultant de l’étape 730, et donc sans nécessairement relancer un cycle d’apprentissage complet.
L’unité de pilotage se présente par exemple sous la forme d’un processeur et d’une mémoire de données dans laquelle sont stockées des instructions informatiques exécutables par ledit processeur, ou encore sous la forme d’un microcontrôleur.
Autrement dit, les fonctions et étapes décrites peuvent être mise en œuvre sous forme de programme informatique ou via des composants matériels (p. ex. des réseaux de portes programmables). En particulier, les fonctions et étapes opérées par l’unité de pilotage ou ses modules, peuvent être réalisées par des jeux d’instructions ou modules informatiques implémentés dans un processeur ou contrôleur ou être réalisées par des composants électroniques dédiés ou des composants de type circuit logique programmable (ou FPGA qui est l’acronyme de l’anglais field-programmable gate array, ce qui correspond littéralement à réseau de portes programmable in-situ) ou de type circuit intégré propre à une application (ou ASIC qui est l’acronyme de l'anglais application-specific integrated circuit, ce qui correspond littéralement à circuit intégré spécifique à une application). Il est aussi possible de combiner des parties informatiques et des parties électroniques.
On peut prévoir que le système 1 comprend un mécanisme de basculement qui permet de basculer l’aile, et éventuellement son support, autour d’un axe horizontal.
Le système de basculement permet de déplacer l’aile, et éventuellement son support, entre une position dressée, dans laquelle, à l'état monté du système sur le pont du bateau, elle s'étend perpendiculairement au pont du bateau, et une position basculée, dans laquelle, à l'état monté du système sur le pont du bateau, l’aile s'étend sensiblement parallèlement au pont du bateau.
Lorsque l’aile s’étend verticalement et pivote autour d’un axe sensiblement parallèle à l’axe de l’aile, c'est-à-dire lors du fonctionnement de l’aile – à l’état vertical de l’aile - et hormis l’éventuelle mobilité de bascule du support autour d’un axe orthogonal à l’axe de l’aile, le support reste fixe par rapport au pont du bateau.
De manière générale, on peut prévoir que le système reprenne tout ou partie des caractéristiques du système générateur de portance décrit dans la demande internationale PCT/FR2022/050268 publiée sous le numéro WO/2022/175622, ou du système décrit dans le brevet déposé sous le numéro EP17165662 et publié sous le numéro EP3235719, en y ajoutant les éléments additionnels présentés ci-dessus, avec en particulier le dispositif de mesure de pression et l’unité de pilotage tels que présentés ci-dessus.
LOGEMENT DE CHARGE À INDUCTION POUR UN SIÈGE MUNI D'UN DISPOSITIF DE RETENUE TRANSVERSAL La présente invention porte sur un logement de charge à induction pour un siège muni d'un dispositif de retenue transversal. L'invention trouve une application particulièrement avantageuse, mais non exclusive, avec les unités de sièges de type "classe affaires" et "première classe" d'une cabine d'avion.
A cet effet, dans l’exemple illustré sur la , un actionneur « trim » comprend un moteur 2 entrainant en rotation selon un axe de rotation X1-X1 via une chaine mécanique de transmission de puissance interne (non référencée) un arrangement ou premier arbre de sortie 3 en prise sur la chaine mécanique 13 de commande de vol. Ledit arrangement de sortie 3 est rendu solidaire en rotation d’un deuxième arbre ou levier de sortie 4 par une goupille fusible 5. Le levier de sortie 4 est relié mécaniquement à la chaine mécanique de commande de vol.
En cas de blocage de l’actionneur « trim » 1, par exemple à la suite d’une défaillance interne dudit actionneur, le pilote ressent physiquement que la chaine mécanique 13 de commande de vol est bloquée. Le pilote doit générer un effort sur la commande de vol 11 afin de rompre la goupille fusible 5 et ainsi libérer en rotation le levier de sortie 4 par rapport à l’arrangement de sortie 3.
L’effort à exercer par le pilote pour rompre la goupille fusible implique un mouvement du manche, le pilote se retrouvant embarqué dans son mouvement. Cela peut s’avérer problématique en vol car le pilote doit donner des à-coups sur les commandes de vol.
On connait le document FR 3 110 945 qui propose un actionneur muni d’un système fusible à amortissement fluidique. Toutefois, une telle solution augmente considérablement l’encombrement de l’actionneur.
FR 2 931 131 décrit un vérin comprenant un premier et un deuxième arbre de transmission principaux solidaires en rotation par l’intermédiaire d’un dispositif d’accouplement escamotable. Ledit dispositif d’accouplement comprend un moyen de blocage solidaire du premier arbre de transmission et fixe en translation de long de l’axe de rotation des arbres de transmission. Le dispositif comprend en outre un moyen de compression comportant un arbre de transmission secondaire solidaire en rotation du deuxième arbre de transmission principal et un moyen d’entrainement configuré pour lier en rotation le moyen de compression et le moyen de blocage. Le moyen de compression comprend des ressorts de compression disposés radialement autour du moyen de blocage et reliés chacun à une bille destinée à coopérer avec un logement correspondant sur le moyen de blocage dans la position accouplée. Lorsque le couple appliqué sur les ressorts de compression est supérieur à une valeur seuil, les ressorts de compression sont rétractés radialement et les billes sont délogées du logement correspondant sur le moyen de blocage. Une fois les billes délogées, le moyen de compression est déplacé axialement par la détente d’un ressort de déplacement solidaire du deuxième arbre de transmission principal et les billes coopèrent avec une rainure annulaire prévue sur le moyen de blocage.
Une telle solution est particulièrement complexe à mettre en œuvre et augmente considérablement l’encombrement axial et radial de l’actionneur.
Il existe un besoin d’améliorer la connexion fusible entre l’arbre de sortie d’un actionneur « trim » et la chaine de commande de vol, sans exercer d’effort mécanique par le pilote, tout en maintenant un encombrement radial et axial réduit.
L’objectif de l’invention est d’éviter l’application d’un effort pour désolidariser le levier de sortie relié à la chaine de commande de vol de l’arrangement de sortie du moteur et ainsi d’éviter de devoir cisailler la goupille fusible en cas de blocage de l’actionneur.
L’invention a pour objet un actionneur agencé pour être relié à une chaine mécanique de commande de vol d’un véhicule, comprenant un moteur, un premier arbre principal ou arrangement de sortie et un deuxième arbre ou levier de sortie solidaire en rotation du premier arbre de sortie par l’intermédiaire d’un dispositif de couplage/découplage dans une position couplée. Le moteur entraine en rotation l’un du premier arbre de sortie ou l’autre du deuxième arbre de sortie.
Le circuit électronique (130) est muni d’une connectique pour recevoir son alimentation électrique et les signaux ou instructions de commande pour la mobilisation de l’organe à entraîner par l’actionneur (1) par le biais du connecteur (135). Cette connectique est constituée de broches conductrices (136, 137, 138, 139) reliées par un surmoulage plastique créant une pièce de maintien (140). Il est judicieusement situé dans le coin du boîtier (133) adjacent au prolongement latéral limitrophe d’une bobine électrique, selon la petite largeur du boîtier.
Cette disposition permet d’intégrer au maximum les broches conductrices (136, 137, 138, 139) à l’intérieur du boîtier (100) de manière à ne pas augmenter l’encombrement de l’actionneur (1). La pièce de maintien (140) des broches conductrice (136, 137, 138, 139) est muni de deux tenons cylindriques (134) s’épanouissant dans la direction de l’axe de guidage (124) du rotor (113). Ces tenons sont insérés dans des perçages de la carte électronique avec un ajustement serré, de manière à assurer le positionnement du connecteur (135) et son maintien jusqu’à une opération de soudage par refusion, permettant d’assurer sa fixation finale et sa liaison électrique avec la carte électronique.
Dans l’exemple de réalisation présenté en , les broches conductrices (136, 137, 138, 139) s’étendent parallèlement à la carte électronique (130) et sont soudées en surface de cette dernière. Une alternative envisagée est de munir l’extrémité des broches conductrices (136, 137, 138, 139) d’un pliage à 90° pour les insérer dans des perçages conducteurs de la carte électronique (130) afin d’assurer la liaison électrique par soudage.
Fixation du couvercle sur le boîtier Comme visible en , le couvercle (106) présente des pattes (201, 202, 203, 204, 205, 206) déformables présentant une découpe rectangulaire, complémentaires d’épaulements (211, 212, 213) prévus sur le boîtier (100) pour permettre un serrage de type « genouillère ». L’assemblage du couvercle (106) et du boîtier (100) se fait en engageant le couvercle (106) sur le boîtier (100) selon une direction perpendiculaire à leurs plan transversal. Les pattes (201, 202, 203, 204, 205, 206) sont écartées par déformation élastique pour permettre de passer sur les épaulements respectivement (211, 212, 213) jusqu’à ce que le bord de la découpe s’abute sur l’épaulement (211, 212, 213) correspondant.
D’autres solutions d’assemblage sont possibles, par exemple par soudure laser.
Ensemble d’un moteur électrique et d’un dispositif de commande du moteur électrique, procédé de contrôle d’un tel ensemble La présente invention concerne le domaine des moteurs électriques de propulsion utilisés dans le domaine aéronautique. L’invention concerne plus particulièrement le refroidissement d’un moteur électrique de propulsion.
Afin de réduire l’impact environnemental d’un aéronef, il a été proposé d’utiliser des moteurs électriques pour assurer la propulsion d’un aéronef. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent notamment sur les nouvelles générations de moteurs d’aéronefs employant des technologies électriques.
De manière connue, un moteur électrique comporte un rotor monté rotatif par rapport à un stator. Le stator est alimenté par un module de puissance, en particulier, un convertisseur de puissance de type continu/alternatif. Un tel moteur électrique est susceptible de s’échauffer au cours de son fonctionnement et il est nécessaire d’évacuer les calories dudit moteur électrique afin de permettre un fonctionnement fiable tout en garantissant une durée de vie importante.
De manière connue, un moteur électrique comporte un canal de refroidissement dans lequel circule un fluide caloporteur, notamment de l’huile, afin de prélever des calories dans le moteur électrique et assurer son refroidissement. Pour permettre un refroidissement optimal, la température du fluide caloporteur doit demeurer dans une plage de température prédéterminée, par exemple, supérieure à 10°C. En effet, si la température du fluide caloporteur est trop faible, sa viscosité ne permet pas un refroidissement optimal.
Dans certaines régions froides du monde, la température extérieure peut atteindre -40°C et la température du fluide caloporteur n’est pas dans la plage de température prédéterminée. Pour éliminer cet inconvénient, il a été proposé dans l’art antérieur de monter un système de chauffage entre un réservoir de fluide caloporteur et le moteur électrique afin de chauffer le fluide caloporteur avant qu’il alimente le moteur électrique.
Un tel système de chauffage présente de nombreux inconvénients étant donné qu’il augmente l’encombrement au voisinage du moteur électrique et pénalise la masse de l’aéronef. En outre, la présence d’un système de chauffage augmente la longueur du circuit de refroidissement, ce qui impose de recourir à une pompe d’entrainement de fluide caloporteur dont la masse et l’encombrement sont élevés.
PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un ensemble d’un moteur électrique pour la propulsion d’un aéronef, et d’un dispositif de commande du moteur électrique, le moteur électrique comportant un stator et un rotor monté mobile par rapport au stator, le moteur électrique comportant au moins un circuit de refroidissement configuré pour être alimenté par un fluide caloporteur configuré pour prélever des calories au moins au stator du moteur électrique, Le dispositif de commande étant configuré pour émettre un ordre de commande configuré pour générer un courant de commande dans le stator du moteur électrique afin de contrôler la rotation du rotor.
Cette disposition des moyens de projection 26, et plus particulièrement la distance d’espacement associée, peut être fonction du diamètre des moyens de projection 26. En effet, comme il a été décrit précédemment, les moyens de projection 26 ont un diamètre compris entre 0,05 mm et 0,6 mm et la distance d’espacement entre deux moyens de projection 26 voisins peut augmenter avec l’augmentation du diamètre des moyens de projection 26.
On va maintenant décrire une première variante de l’invention, en référence à la , qui diffère de ce qui vient d’être précédemment décrit en ce que les trous de projection formés dans les zones de distribution 25 s’étendent sur deux niveaux. En d’autres termes, les trous de projection sont regroupés en un premier sous-ensemble au sein duquel certains des trous de projection sont alignés sur un premier axe longitudinal A1 et en un deuxième sous-ensemble au sein duquel les autres trous de projection sont alignés sur un deuxième axe longitudinal A2.
Dans l’exemple illustré, les trous sont répartis alternativement dans les premiers et deuxième sous-ensemble.
On comprend que cette variante permet de diriger le fluide nettoyant projeté via le connecteur sur différentes zones de la surface vitrée, et donc d’améliorer les performances de nettoyage du système d’essuyage.
Une deuxième variante est illustrée sur la . Celle-ci diffère de ce qui a été précédemment décrit et illustré en ce que la face externe 250 du connecteur au niveau de la zone de distribution est ici bombée et ne présente pas de méplat. L’épaisseur 100, qui est comme précédemment mesurée radialement entre le conduit de distribution et la face externe 250 de la zone de distribution, peut être continue sur la dimension longitudinale de la zone de distribution.
Il apparaît dans la description des différents modes et exemples de réalisation qui a précédé que l’invention atteint bien le but qu’elle s’était fixé en proposant un balai d’essuyage dont la distribution du fluide est améliorée notamment au niveau du connecteur permettant de solidariser le balai d’essuyage à un bras d’entraînement d’un système d’essuyage, en réalisant au moins une zone de distribution au sein de laquelle un capot obturant un conduit d’acheminement d’un fluide nettoyant vers un conduit de distribution comprend un orifice de projection par lequel le fluide nettoyant est apte à être projeté en direction de la surface vitrée d’un véhicule.
Système de nettoyage d’une surface optique L’invention concerne un système de nettoyage d’une surface optique d’un dispositif optique, lequel dispositif optique est notamment assemblé avec une vitre de véhicule, notamment un pare-brise.
Dans certains véhicules, il est prévu une caméra, par exemple de type infrarouge, monté dans un orifice du pare-brise et qui se trouve hors de l’épure de balayage du ou des balais d’essuyage. Dans ce cas, il est préconisé d’avoir des systèmes de lavage spécifiques de la caméra car il reste fréquemment, après nettoyage, des gouttes sur la caméra. Des gouttes sont également présentes lorsqu’il pleut.
L’invention vise notamment à enlever des gouttes éventuelles sur la caméra qui se trouve hors de l’épure de balayage.
L’invention propose ainsi un système de nettoyage d’une surface optique d’un dispositif optique, ce système de nettoyage comprenant : un balai d’essuyage de la vitre, ce balai étant agencé pour essuyer une zone d’essuyage de la vitre distincte de la surface optique, le balai étant pourvu d’un accélérateur d’air agencé pour que de l’air puisse passer à travers cet accélérateur et subir une accélération par effet Venturi, cet accélérateur d’air comprenant une sortie d’air orientée en direction de la surface optique lorsque le balai d’essuyage est en fonctionnement et se trouve dans une position angulaire prédéterminée.
L’invention permet ainsi de nettoyer efficacement la surface optique, sans contact entre le balai et cette surface optique, grâce au flux d’air accéléré par effet Venturi dans l’accélérateur d’air.
Pendant le démarrage de l’appareil, l’hydrogène 23 n’est pas envoyé à l’échangeur E2 qui doit être mis en froid auparavant. Le compresseur de cycle C est démarré avec une température d’entrée qui est celle de l’ambiante à une charge réduite, typiquement entre 60 et 80% du débit molaire nominal. Le taux de compression est également limité afin de limiter la température de sortie du compresseur C à une valeur raisonnable, typiquement moins que 150°C. Les compresseur C peut ne pas comprendre de refroidissement inter-étages, avec seulement un refroidisseur final R en amont du compresseur C afin de réduire le coût de la machine et de limiter le risque de gel de l’eau dans les refroidisseurs à eau intermédiaires, court-circuités en opération stable où la température du gaz en cours de compression est inférieure à 0°C, le taux de compression est considérablement réduit de manière à limiter la température à la sortie du compresseur C1 en amont du refroidisseur final.
Pour le démarrage, un entraînement à fréquence variable (en anglais « variable frequency drive ») pourrait varier la vitesse du moteur du compresseur C et ainsi la température de l’étage final de C et le taux de compression.
Avant le démarrage de la turbine E, le compresseur C1 ne comprime pas l’azote qui passe dans une conduite de dérivation 13A.
L’azote comprimé dans le compresseur C seulement est envoyé au premier échangeur de chaleur E1 qui n’est pas alimenté au démarrage par le gaz naturel liquéfié 1 mais par de l’azote liquide provenant d’un stockage S qui est vaporisé par un vaporiseur V pour former de l’azote gazeux 2 à -180°C. L’usage de gaz froid vaporisé plutôt qu’un liquide permet de protéger l’équipement d’un refroidissement trop brutal et des contraintes thermiques. L’azote gazeux se réchauffe dans l’échangeur E1 et est récupéré au bout chaud ou envoyé à l’air.
En variante comme illustré à la , l’échangeur E1 peut être refroidi au moyen de l’envoi de gaz naturel liquéfié supercritique. Ce fluide présente l’avantage d’une enthalpie de vaporisation réduite par rapport au LNG non-supercritique. Pour ceci, le gaz naturel liquéfié 1peut être chauffé dans un réchauffeur H afin de réguler sa température à l’entrée de l’échangeur E1.
Dans le cas des deux figures, le liquide vaporisé autre que le gaz naturel utilisé pour le démarrage (typiquement de l’azote) peut être envoyé à l’atmosphère ou récupéré à 15°C par exemple pour servir dans le cycle de refroidissement du fluide intermédiaire (compresseur C, C1, turbine T) pour remplacer les fuites. La ligne d’interconnexion avec le liquide vaporisé de démarrage et le cycle aurait besoin d’être bien isolé pour séparer complètement la ligne de vaporisation de LNG et le cycle de refroidissement pendant l’opération normale (typiquement en enlevant le spool de connexion).
Le cycle de refroidissement (compresseur C, C1, turbine T) à la sortie de l’échangeur E1 sera refroidi lentement jusqu’à la température d’opération. Tant que la température de la sortie de l’échangeur E1 est au-dessus de la température d’opération, le gaz 5 ne sera envoyé ni à la turbine ni à l’échangeur E2 mais passera dans une conduite 5A directement à l’entrée du compresseur C afin de la refroidir lentement.
Pendant la baisse de la température d’entrée du compresseur C, le taux de compression du compresseur C augmentera puisque sa température d’entrée baissera.
Un réchauffeur temporaire W (typiquement un échangeur alimenté par de l’eau) peut être utilisé uniquement pendant le démarrage pour remplacer l’apport de chaleur de l’échangeur E2. Ce réchauffeur W sera court-circuité en opération stable du procédé. Il réchauffe le débit 27 d’azote envoyé par la conduite 27A, évitant au débit 27 de passer dans l’échangeur E2.
Une fois le compresseur C refroidi et en opération à charge réduite, typiquement entre 60 et 80% du débit molaire nominal, le refroidissement du système de préfroidissement d’hydrogène commence. En premier, la turbine E est court-circuitée par la ligne 5E pour que le gaz 5 passe directement dans le séparateur de phases (qui ne sépare pas encore de phases, puisque le gaz 5 n’a pas été condensé). Ensuite la turbine et son compresseur associé C1 sont démarrés, le gaz comprimé dans le compresseur C ne passant plus dans la ligne de court-circuitage 13A et étant comprimé dans le compresseur C1.
L’avantage principal de ce procédé est d’utiliser l’équipement existant avec quelques additions minimes pour refroidir sans problème de sécurité l’appareil de refroidissement de l’hydrogène, avec un démarrage régulé des équipements sensibles.
Echangeur de chaleur surfacique pour nacelle d’une turbomachine et nacelle de turbomachine équipée d’un tel échangeur de chaleur Domaine technique de l’invention La présente invention concerne le domaine des échangeurs de chaleur, notamment des carénages d’un moteur d’aéronef, appelés « nacelle ».
Etat de la technique antérieure Généralement, un aéronef est propulsé par un ou plusieurs ensembles propulsifs comprenant chacun un moteur ou turboréacteur logé dans une nacelle tubulaire.