INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Après détection du démarrage du procédé, dans l’étape E0 on démarre le deuxième système de communication 214 entre la clé 21 et le moyen d’identification 22. La clé 21 est alors apte à détecter un moyen d’identification 22 qui serait situé à proximité de la clé 21.
- les seconds satellites comportent chacun une première denture externe engrenée avec la denture externe du premier porte-satellites ;
- les seconds satellites comportent chacun une seconde denture externe engrenée avec une seconde denture interne de ladite première couronne ;
- les première et seconde dentures de chacun des seconds satellites ont des diamètres différents et/ou des nombres de dents différents ;
- les axes Y sont situés sur une première circonférence et les axes Z sont situés sur une seconde circonférence, les première et seconde circonférences ayant des diamètres différents ;
- les axes Y sont situés sur une première circonférence et les axes Z sont situés sur une seconde circonférence, les première et seconde circonférences ayant des diamètres identiques ;
- le nombre de premiers satellites est égal au nombre de seconds satellites ;
- le nombre de premiers satellites est différent du nombre de seconds satellites ;
- les dentures des premiers et seconds satellites sont en chevron et les dentures de la ou des couronne(s) sont en hélice ;
- les premiers et seconds satellites sont guidés en rotation par des paliers qui sont situés aux extrémités longitudinales des satellites ou radialement à l’intérieur des dentures de ces satellites.
La présente invention concerne encore un dispositif d’entraînement d’au moins une roue d’un train d’atterrissage d’aéronef, ce dispositif comportant :
- un système de transmission mécanique entre l’arbre du moteur et la jante, ce système de transmission mécanique comprenant un réducteur mécanique de vitesse tel que décrit ci-dessus.
- un système de précontrainte 60.
Les satellites peuvent être identiques mais ce n’est pas obligatoire. Ils peuvent en effet être pourvus d’équipements différents, voire même présenter des structures-supports différentes, dès lors qu’ils comprennent les trois piliers d’empilement 30-32 décrits plus loin.
Dans les figures annexées sont illustrés des exemples de réalisation de l’invention dans le cas où N=3. Des empilements comprenant trois (N) satellites par étage et quatre (N+1) satellites par étages y sont présentés. Par soucis de concision, seul le cas N=3 fait l’objet de dessins.
Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ces exemples. Ainsi par exemple, dans le cas où N=3, c’est-à-dire dans le cas où les satellites présentent des piliers d’extrémités séparés de 120° et sont dimensionnés pour s’inscrire dans un secteur angulaire de 120°, il est possible de réaliser des empilements comprenant plus de quatre satellites par étage (à condition de disposer d’un lanceur de plus grand diamètre). Par ailleurs, on peut aussi envisager le cas N=4, ou le cas N=5, etc. Dans le cas N=4, les satellites s’inscrivent dans un secteur angulaire de 90° et présentent des piliers d’extrémité distants de 90°. Ce cas permet, selon le diamètre du lanceur, d’une part des empilements comprenant quatre satellites par étages (il s’agit alors de la configuration d’empilement « minimale », qui correspond à celle dans laquelle le volume sous coiffe est le plus exploité) et d’autre part des empilements à plus de quatre (par exemple cinq) satellites par étages.
La représente un assemblage de trois satellites 1 identiques selon un premier exemple de réalisation de l’invention.
De façon usuelle, le satellite 1 présente une face Terre 2 destinée à être orientée vers la Terre lorsque le satellite est en orbite, une face anti-Terre 3 opposée qui ne « voit » pas la Terre, une face nord 4, une face sud 5, une face est 6 et une face ouest 7.
La face Terre 2 reçoit des équipements qui doivent être orientés vers la Terre comme par exemple des antennes 10, des liaisons optiques 11, etc.
D’autres équipements peuvent être prévus sur les autres faces. Ainsi par exemple, les faces nord et sud sont typiquement pourvues de panneaux solaires déployables 20, qui sont repliés contre lesdites faces lorsque le satellite est en position d’empilement dans un lanceur. D’autres équipements 21, 22 peuvent être prévus sur les faces est et ouest 6, 7 du satellite. Enfin, divers systèmes et équipements (non représentés) sont aussi généralement logés à l’intérieur du parallélogramme délimité par les faces 2 à 7 du satellite.
Si l’on observe maintenant le satellite 1 dans une position d’empilement (comme c’est le cas sur toutes les figures annexées), celui-ci comprend une structure-support qui comprend notamment un panneau horizontal supérieur 12, un panneau horizontal inférieur 13 et quatre panneaux verticaux latéraux 14 à 17.
Dans les exemples illustrés, la face Terre 2 du satellite correspond à la face supérieure (ou face extérieure) du panneau horizontal supérieur 12 du satellite, la face anti-Terre 3 correspond à la face horizontale inférieure (ou face extérieure) du panneau horizontal inférieur 13, les autres faces 4 à 7 correspondant aux faces extérieures des panneaux verticaux latéraux 14 à 17 de la structure-support du satellite.
L’invention permet de choisir comme face Terre l’une des faces horizontales du satellite, dont la superficie est plus grande que celle des faces latérales, ce qui permet d’agencer un plus grand nombre d’équipements sur la face Terre et/ ou de réduire la hauteur du satellite (les faces latérales n’ayant pas à accueillir les équipements traditionnellement présents sur la face Terre, contrairement à ce qui est prévu dans EP 3259190). La réduction de la hauteur du satellite permet de plus d’améliorer la stabilité de l’empilement (à nombre de satellites identique) et/ou d’augmenter le nombre de satellites pouvant être embarqués.
A l’inverse, si une surface importante de panneau solaire est requise et que le satellite dispose d’un nombre relativement faible d’équipements côté Terre, il peut être préférable d’équiper les faces horizontales du satellite des panneaux solaires 20 et d’utiliser l’un des panneaux verticaux latéraux 14 à 17 comme plateforme Terre.
La face Terre étant ici une face horizontale du satellite, la face anti-Terre 3, non visible sur les figures, est située suffisamment en retrait, selon la direction longitudinale, des extrémités inférieures 37 des piliers d’empilement 30 à 32 décrits plus loin et en retrait du bord inférieur des panneaux 14 à 17, afin de pouvoir accueillir, lorsque les satellites sont empilés les uns sur les autres, les équipements 10 et 11 de la face Terre 2 du satellite situé en dessous, si ces équipements s’étendent au-delà des extrémités supérieures 36 desdits piliers d’empilement et/ou au-delà du bord supérieur des panneaux 14 à 17.
Dans l’exemple illustré, la structure-support du satellite 1 présente une forme parallélépipédique dont la section transversale (section selon un plan orthogonal à une direction longitudinale qui correspond à la verticale lorsque le satellite est observé en position d’empilement) est un losange ayant un angle en C de l’ordre de 120°.
En variante, la structure-support pourrait présenter un angle en C supérieur, par exemple compris entre 120° et 180° pour libérer de la place au centre de l’empilement si nécessaire pour des équipements de satellite externes à ladite structure-support. Ainsi par exemple, les satellites pourraient avoir une structure-support de section triangulaire (angle en C de 180°) comportant un panneau droit entre les piliers 30 et 31 décrits ci-après.
Selon l’invention, le satellite comprend trois piliers d’empilement 30, 31 et 32 à la périphérie de la structure-support du satellite, permettant notamment de réaliser un empilement à trois satellites par étage ( et 6) ou un empilement à quatre satellites par étage ( ).
étape 3, la solution de sel métallique contenant du nickel, du cobalt et du manganèse, la solution d'hydroxyde de sodium et l'ammoniac préparé à l'étape 1 ont été ajoutés dans la cuve de réaction en parallèle pour une réaction de synthèse d'un précurseur dans un mode continu ; où la température de réaction dans la cuve a été commandée à 50℃, la valeur de pH était de 9,2, et l'ammoniac présentait une concentration de 1 g/L ;
étape 4, une taille de particule cible D50 du précurseur dans la cuve a été fixée à 8 µm, une valeur de pH d'une réaction a été ajustée lorsque la taille de particule D50 du précurseur dans la cuve a été détectée à 8±0,3 µm, en particulier, la valeur de pH a été augmentée de 0,03 lorsque D50 était de 0,3 µm supérieure à la taille de particule cible, et la valeur de pH a été diminuée de 0,04 lorsque D50 était de 0,3 µm inférieure à la taille de particule cible ; et un matériau a été collecté en continu ;
Des échantillons de processus à l'heure 80 et à l'heure 84 de la réaction ont été prélevés pour un test (4 h fût beaucoup plus court que le temps de séjour τ des particules de précurseur dans la cuve de réaction, et seule une petite quantité de particules secondaires ont été déchargées à partir d'un orifice de débordement, de sorte que le matériau dans la cuve pourrait être considéré comme à peu près le même lot). Des probabilités de défaut d'empilement f D des précurseurs établies en utilisant le logiciel X-pert Highscore étaient de 0,83 % et 0,74 %, respectivement, une différence entre f D mesurée deux fois était de 0,09 %, et les valeurs span calculées sur la base des résultats d'un analyseur de taille de particule laser étaient de 1,08 et 1,03, respectivement.
Un matériau de cathode préparé par le procédé de préparation mentionné ci-dessus présentait une formule chimique de Li(Ni 0.95 Co 0.02 Mn 0.03 ) 0.997 Mo 0.00289 La 0.00053 O 2 @Mg 0.00817 F 0.00368 .
Exemple de test : Les matériaux de cathode des exemples 1 à 4 et des exemples comparatifs 1 et 2 ont été préparés en piles bouton respectivement pour tester les performances électrochimiques des batteries lithium-ion. Les étapes spécifiques étaient les suivantes : en utilisant de la N-méthylpyrrolidone comme solvant, un matériau actif de cathode a été mélangé avec du noir d'acétylène et du PVDF selon un rapport massique de 8: 1: 1, et une feuille d'aluminium a été recouverte d'un mélange et soumise à un séchage par soufflage à 80℃ pendant 8 h, puis à un séchage sous vide à 120℃ pendant 12 h. Une pile comprenant une électrode négative constituée d'une plaque métallique de lithium, une membrane constituée d'un film de polypropylène et une solution électrolytique 1M LiPF6-EC/DMC (1: 1, v/v) ont été assemblées dans des boîtes à gants protégées par de l'argon gazeux. Les piles ont été déchargées à 0,1 C sous une tension de coupure spécifique pour tester la première capacité de décharge et la première efficacité, puis ont été déchargées pendant 100 cycles à 1 C sous la même tension de coupure que dans le test de demi-pile, et les taux de rétention de capacité de cycle après 100 cycles ont été enregistrés. Les résultats des tests sont présentés dans le tableau 1, dans lequel un diagramme de comparaison des taux de rétention de capacité de cycle des matériaux de cathode préparés dans l'exemple 1 et l'exemple comparatif 1 est présenté dans la ; et un motif de diffraction de rayons X (DRX) du précurseur fini préparé par le procédé de co-précipitation dans l'exemple 1 et l'exemple comparatif 1 est présenté dans la . Il est montré en DRX que les positions de pic principales des précurseurs ne sont pas évidemment décalées, mais dans l'exemple 1, le rapport d'intensité de pic de I (101) à I (001) est évidemment plus petit. Il a été démontré par des recherches théoriques que le rapport d'intensité de pic de I (101) à I (001) est associé à des défauts dans les précurseurs, et plus le rapport d'intensité de pic de I (101) à I (001) est petit, plus les défauts dans les précurseurs sont nombreux. Ceci démontre directement que la formation des défauts dans le précurseur peut être commandée en changeant les conditions du procédé dans l'exemple 1, réalisant ainsi une préparation pouvant être commandée d'un précurseur avec une structure de défaut de gradient. Le diagramme de distribution de taille de particule des précurseurs finis préparés par le procédé de co-précipitation de l'exemple 1 et de l'exemple comparatif 1 de la présente divulgation est représenté sur la . Comme le montre la , les distributions de taille de particule des précurseurs de l'exemple 1 et de l'exemple comparatif 1 suivent toutes deux des distributions normales. Cependant, la distribution de taille de particule du précurseur dans l'exemple 1 est plus « épaisse », indiquant que sa distribution de taille de particule est plus large, tandis que la distribution de taille de particule du précurseur dans l'exemple comparatif 1 est relativement concentrée. La distribution de taille de particule des précurseurs et le mécanisme d'ajustement de processus dans les exemples se corroborent.
Tableau 1 : Résultats de test de performance de batterie Capacité de décharge à 0,1 C (mAh/g) Première efficacité Taux de rétention de capacité de cycle après 100 cycles Tension de coupure pour test Exemple 1 204 91,4 % 92,4 % 2,8 à 4,40 V Exemple 2 192 90,8 % 93,7 % 2,8 à 4,35 V Exemple 3 212 92,5 % 91,2 % 2,8 à 4,25 V Exemple 4 235 94,1 % 90,1 % 2,8 à 4,25 V Exemple comparatif 1 197 88,2 % 86,3 % 2,8 à 4,40 V Exemple comparatif 2 226 92,0 % 87,6 % 2,8 à 4,25 V
Comme le montre le tableau 1, le matériau de cathode préparé à partir du précurseur de matériau de cathode qui est préparé par le procédé de préparation de la présente divulgation présente d'excellentes performances électrochimiques, et présente une capacité de décharge à 0,1 C supérieure à 192 mAh/g, une première efficacité supérieure à 90,8 %, et un taux de rétention de capacité de cycle après 100 cycles supérieur à 90,1 %.
Les exemples décrits ci-dessus sont des modes de réalisation préférés de la présente divulgation, mais les modes de réalisation de la présente divulgation ne sont pas limités aux exemples décrits ci-dessus. Tous les autres changements, modifications, substitutions, combinaisons et simplifications effectués sans s'écarter de l'esprit ou du principe de la présente divulgation doivent être des remplacements équivalents et entrent tous dans la portée de protection de la présente divulgation.
PROCÉDÉ DE PRÉPARATION DE PHOSPHATE FERRIQUE DE LITHIUM-MANGANÈSE ET UTILISATION DE CELUI-CI La présente divulgation concerne le domaine technique des matériaux de cathode de batteries au lithium, et concerne en particulier un procédé de préparation de phosphate ferrique de lithium-manganèse, et leurs utilisations.
ARRIÈRE-PLAN TECHNOLOGIQUE Il existe de nombreux types de matériaux de cathode pour les batteries lithium-ion, incluant principalement le cobaltate de lithium, le manganate de lithium, le matériau ternaire de nickel-cobalt-manganèse et le phosphate ferrique de lithium. En tant que l'un des matériaux de cathode existants avec le plus haut degré d'industrialisation, la technologie la plus mature et le plus grand rendement, le cobaltate de lithium est principalement appliqué dans le domaine des batteries compactes telles que les batteries dans les téléphones mobiles et les produits numériques. Cependant, les matières premières des métaux cobalt et nickel sont coûteuses et peuvent engendrer une grave pollution ; de plus, les batteries de cobaltate de lithium à grande échelle peuvent présenter un risque d'incendie ou d'explosion en raison d’une surchauffe. Par conséquent, la batterie lithium-ion avec les matériaux de cathode tels que le manganate de lithium, le matériau ternaire et le phosphate ferrique de lithium présente de meilleures performances de sécurité et un coût inférieur, de sorte que l'intrant industriel actuel est principalement axé sur ces matériaux. Parmi eux, le phosphate ferrique de lithium est généralement favorisé par l'industrie en raison des avantages potentiels en termes de durée de vie et de coût des matériaux qui ne sont pas disponibles dans les deux autres matériaux, ce qui représente une direction de développement future d'un matériau de cathode pour une batterie d'alimentation.
Pour la suite de la description, on considère la classe (l’ensemble) C_ROT des rotations aptes à faire pivoter le bloc vitré (et donc in fine le vitrage 110) autour d’un axe contenu dans la zone de pincement, plus particulièrement ici de l’intérieur INT vers l’extérieur EXT de l’avion, et qui, si elles ne sont pas bloquées, peuvent conduire à une perte d’étanchéité à la pression ainsi qu’à un déchaussement du bloc vitré. Les rotations de cette classe C_ROT peuvent par exemple avoir lieu lors de la casse des plis structuraux externe et interne 111, 112. Un exemple de rotation appartenant à la classe C_ROT est celle d’axe A_ROT décrite en référence à la .
Dans son principe général, la présente invention consiste à bloquer les rotations de la classe C_ROT. A cet effet, le système vitré 100 comporte également un élément, dit « élément de blocage » 170, solidaire du vitrage 110 et configuré pour entrer en contact avec la structure de l’avion lors d’une rotation ROT de la classe C_ROT, de sorte à la bloquer.
Par « solidaire du vitrage 110 », il est fait référence ici au fait que tout mouvement du vitrage 110 entraine un mouvement de même nature de l’élément de blocage 170. En particulier, l’élément de blocage 170 est lié en rotation avec le vitrage 110 (et donc a fortiori également avec le bloc vitré étant donné la fixation du joint 120 aux plis structuraux 111, 112 du vitrage 110).
L’élément de blocage 170 est par exemple réalisé en matériau métallique, par exemple en titane, en aluminium, ou en acier inoxydable, ou bien encore est réalisé en matériau composite, par exemple en matériau composite renforcé de fibres de carbone ou à fibres de verre.
Dans le mode de réalisation de la , l’élément de blocage 170 est distinct de la cale de rigidification 160, et comporte deux branches, une première branche 171 et une deuxième branche 172, reliées entre elles suivant un angle sensiblement droit, de sorte que ledit élément de blocage 170 est conformé en « L ».
Plus particulièrement, la première branche 171 est logée en partie dans le joint d’étanchéité 120 entre l’élément de montage inférieur 131 et le pli structural interne 112. Ladite première branche 171 est fixée à la cale de rigidification 160 au niveau d’une face latérale gauche 162 distincte de ladite face de fixation 161, de sorte à être solidaire du vitrage 110. Tout moyen de fixation connu de l’homme de l’art peut être utilisé, comme par exemple le collage, le frittage, le brasage ou le boulonnage.
La deuxième branche 172, quant à elle, est configurée pour entrer en contact avec ledit élément de montage inférieur 131 lors de ladite rotation ROT, de sorte à bloquer ladite rotation ROT. A cet effet, et tel que représenté sur la , la deuxième branche 172 s’étend en direction dudit élément de montage inférieur 131. De cette manière, lorsque le bloc vitré pivote du fait de la rotation ROT, il en est de même de l’élément de blocage 170, et donc a fortiori de la deuxième branche 172, l’élément de montage inférieur 131 servant alors de butée à ladite deuxième branche 172 pour bloquer la rotation ROT.
Il est à noter que dans le mode de réalisation de la , la deuxième branche 172 s’étend suivant l’axe T jusqu’à l’élément de montage inférieur 131 lorsque le bloc vitré est en position nominale (i.e. lorsque le bloc vitré ne subit aucune rotation). Autrement dit, l’extrémité inférieure de la deuxième branche 172 est en contact avec l’élément de montage inférieur 131, sans pour autant être fixée à ce dernier. La deuxième branche 172 est en outre en contact, dans ladite position nominale, avec une partie 132 de la structure 130 de l’avion s’étendant suivant la direction T et contribuant à la délimitation du logement 150 dans lequel est inséré le bloc vitré.
Ces dispositions ne sont toutefois pas limitatives de l’invention, et rien n’exclut d’envisager d’autres alternatives de réalisation. Ainsi, selon une alternative, l’extrémité inférieure de la deuxième branche 172 n’est pas en contact avec l’élément de montage inférieur 131 lorsque le bloc vitré est en position nominale. Cela permet notamment de prendre en compte des tolérances de fabrication, mais aussi d’autoriser de légères rotations du vitrage feuilleté 110 (i.e. des rotations non susceptibles de conduire à un déchaussement), de sorte à ne pas imposer une trop grande rigidité du système vitré 100, et ainsi permettre à des contraintes mécaniques d’être évacuées.
Suivant une autre alternative, ou bien en combinaison avec l’alternative précédente, la deuxième branche 172 n’est pas en contact avec la partie de la structure 130 s’étendant suivant la direction T. Cela revient par exemple à envisager une première branche 171 plus courte (dans la direction H) que celle de la et/ou une deuxième branche 172 moins épaisse que celle de la .
Par ailleurs, le fait de considérer des première et deuxième branches 171, 172 formant entre elles un angle sensiblement droit ne constitue bien entendu qu’une variante d’implémentation de l’invention. D’une manière générale, aucune limitation n’est attachée à l’angle réalisé entre lesdites première et deuxième branches 171, 172 dès lors que la première branche 171 est solidaire du vitrage 110 et que la deuxième branche 172 est configurée pour entrer en contact avec ledit élément de montage inférieur 131 lors de ladite rotation ROT, de sorte à bloquer celle-ci.
L’élément de blocage 170 a en outre été décrit jusqu’à présent comme étant fixée à la face gauche 162 de la cale de rigidification 160. Cela étant, encore d’autres modes de réalisation peuvent être envisagés, comme cela est maintenant discuté et illustré.
Suivant des dispositions similaires à celles décrites en référence à la , le système vitré 200 comporte un vitrage feuilleté 210 comportant des plis structuraux 211, 212 encapsulés au niveau de leur périphérie dans un joint d’étanchéité 220 surmoulé, le bloc vitré formé par les plis structuraux 211, 212 et le joint périphérique 220 étant maintenu par pincement par la structure du véhicule entre : - un élément de montage supérieur 232 (presse-glace), et - un élément de montage inférieur 231 de la carlingue 230.
Le système vitré 200 comporte en outre une cale de rigidification 260 logée dans la partie inférieure du joint périphérique 220 et présentant une forme sensiblement rectangulaire dans le plan (H, T). A la différence de la cale de rigidification 160 décrite en référence à la , la cale 260 n’est pas en contact avec le pli structural interne 212 (i.e. la cale 260 n’est pas fixée au pli structural interne 212 via sa face de fixation 261).
Dans cette variante de réalisation du système de transmission 32, il est avantageusement prévu que les axes de poulies soient décalés orthogonalement de sorte que la portion de la poulie sur laquelle est fixé l’élément d’attache associé, soit orientée longitudinalement strictement suivant un axe repéré par X1 ou X2 sur la . Cette particularité vise à contrebalancer la différence mesurée de diamètre entre les poulies de sorte à ne pas entraver le déplacement longitudinal des tronçons 14, 16 du bras 3.
Une autre solution consiste à prévoir des éléments d’attache 68, 69 à géométrie variable suivant la direction orthogonale pour compenser une composante de déplacement orthogonale des courroies 63, 67.
A noter que cette variante de réalisation n’est pas limitée au dimensionnement des éléments décrits. Dans l’exemple illustré, la première roue 61 présente un diamètre plus petit que le diamètre de roue dentée 62a, et la deuxième roue 64 présente un diamètre plus petit que le diamètre de la troisième roue 66. Comme énoncé, cette arrangement octroie une vitesse de déplacement longitudinal du deuxième tronçon 16 qui est inférieure à la vitesse de déplacement longitudinal du premier tronçon 14.