INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Exemple 7 : Préparation d’une demi-pile Une demi-pile est obtenue par mise en forme au SPS, dans les conditions de l’exemple 1, d’un empilement d’une couche d’une composition selon l’exemple 4 et une couche d’une composition selon l’exemple 1.
La demi-pile est ensuite polie pour diminuer l’épaisseur de l’électrolyte et de l’électrode à 50 µm et 500 µm respectivement environ. Les demi-piles ont été montées en système Swagelock sur la base de la publication de A. Kubanska et al. avec du PEO entre le lithium métallique et le séparateur de LAGP pour éviter la réduction du LAGP (A. Kubanska, L. Castro, L. Tortet, M. Dollé and R. Bouchet, 2017, 38 (2), 189-196). La représente les cyclages galvanostatiques de cette cellule. La possibilité de cycler des électrodes épaisses avec LFP enrobé de carbone comme matière active est montrée ici. L’électrode épaisse permet d’obtenir des capacités surfaciques supérieures à 4.5 mA.h/cm² lors des premiers cycles.
Exemple 8 : Préparation d’une autre demi-pile Une autre demi-pile est obtenue par mise en forme au SPS, dans les conditions de l’exemple 1, d’un empilement d’une couche d’une composition selon l’exemple 5 et une couche d’une composition selon l’exemple 1. La demi-pile est ensuite polie pour diminuer l’épaisseur de l’électrolyte et de l’électrode à 90 µm et 190 µm respectivement environ. Tout comme dans l’exemple 7, du PEO est placé entre le lithium métallique et le séparateur de LAGP. La représente les cyclages galvanostatiques de cette cellule. La possibilité de cycler du LFMP enrobé de carbone comme matière active est montrée ici.
PROCEDE DE FABRICATION D’ACIDE (METH)ACRYLIQUE La présente invention concerne la production d’acide (méth)acrylique dans un procédé basé sur la mise en œuvre de deux colonnes de distillation (une colonne de déshydratation et une colonne de finition) en l’absence de solvant organique externe. Elle a plus particulièrement pour objet la mise en œuvre d’un craquage thermique précédé d’une évaporation, d’une hydrolyse du pied de la colonne de finition suivi d’un recyclage de la phase gazeuse du craqueur en pied de la colonne de déshydratation et d’une valorisation du résidu de ce craquage par gazéification hydrothermale. Le procédé selon l’invention permet d’améliorer le bilan énergétique du procédé tout en améliorant le bilan matière.
ARRIERE-PLAN TECHNIQUE ET PROBLEME TECHNIQUE Le procédé de synthèse d’acide acrylique, exploité à grande échelle industrielle, met en œuvre une réaction d’oxydation catalytique du propylène en présence d’oxygène.
Cette réaction est conduite généralement en phase gazeuse et le plus souvent en deux étapes : la première étape réalise l'oxydation sensiblement quantitative du propylène en un mélange riche en acroléine, puis, la deuxième étape réalise l'oxydation sélective de l'acroléine en acide acrylique.
Le mélange gazeux issu de la deuxième étape est constitué, en dehors de l'acide acrylique, de composés non transformés issus des réactifs mis en jeu ou d'impuretés générées lors de l'une au moins des étapes de réaction, à savoir :
- de composés légers incondensables dans les conditions de température et de pression habituellement mises en œuvre, soit essentiellement : propylène, propane, azote, oxygène non converti, monoxyde et dioxyde de carbone formés en faible quantité par oxydation ultime;
- de composés légers condensables, soit essentiellement : eau, acroléine non converti, des aldéhydes légers comme formaldéhyde, glyoxal et acétaldéhyde, acide formique, acide acétique ou acide propionique ;
- de composés ayant une température d’ébullition un peu supérieure à celle de l’acide acrylique : furfuraldéhyde, benzaldéhyde, acide et anhydride maléique, acide benzoïque, acide 2-buténoïque, phénol, protoanémonine ;
- enfin, de composés lourds dérivés d'addition de composés à propriété nucléophile sur la double liaison des monomères carbonylés insaturés, par réaction de Michael.
La complexité du mélange gazeux obtenu dans ce procédé nécessite de procéder à un ensemble d’opérations pour récupérer l'acide acrylique contenu dans cet effluent gazeux et le transformer en un grade d'acide acrylique compatible avec son utilisation finale, par exemple la synthèse d’esters acryliques ou la production de polymères d’acide acrylique et/ou d’esters acryliques.
Le document EP 2 066 613, basé sur une technologie dite « sans solvant », décrit un procédé de récupération d’acide acrylique (AA) sans utiliser d’eau extérieure, ni de solvant azéotropique. Ce procédé ne met en œuvre que deux colonnes de distillation pour purifier le mélange réactionnel gazeux refroidi : une colonne de déshydratation, et une colonne de finition (ou colonne de purification) alimentée par une partie du flux de pied de la colonne de déshydratation.
Selon ce procédé, le flux réactionnel gazeux refroidi est soumis à une déshydratation dans une première colonne. Le flux gazeux distillé en tête de colonne est envoyé dans un condenseur dans lequel les composés légers sont en partie condensés et renvoyés à la colonne de déshydratation sous forme de reflux liquide pour absorber l’acide acrylique, l’effluent gazeux non condensé étant renvoyé au moins en partie vers la réaction et le reste étant éliminé.
Optionnellement l’étape de synchronisation est mise en œuvre par l’intermédiaire d’un « Protocole de Temps de Précision ».
Optionnellement, le système bord et le système sol sont configurés pour échanger des données via une liaison radio qui est compatible d’un protocole internet.
Optionnellement le protocole internet est un « protocole de diagramme utilisateur ».
Optionnellement, la liaison est une liaison C2.
Optionnellement le point donné de la zone d’atterrissage est le centre de la zone d’atterrissage.
Optionnellement l’information caractéristique de la distance séparant l’aéronef de chacune des sous-modules est une pseudo-distance.
Optionnellement la pseudo-distance est déterminée par un processus « différence d’heure d’arrivée ».
Optionnellement, au premier point on combine les informations par multilatération.
Optionnellement au deuxième point l’information caractéristique de la direction d’un signal émis par l’aéronef est une « direction d’arrivée ».
Optionnellement dans lequel au troisième point on s’appuie sur la direction générale brute d’arrivée de l’aéronef pour différencier une direction d’un signal émis par l’aéronef de directions de signaux émis par ou des brouilleurs.
Optionnellement on rejecte les brouilleurs par un anti-brouillage.
Optionnellement l’anti-brouillage est un anti-brouillage à Antenne à diagramme de rayonnement contrôlé.
Optionnellement, le procédé comprend au moins une étape de filtrage de l’information caractéristique de la direction d’un signal émis par l’aéronef vis-à-vis du système sol et/ou une étape de filtrage de la direction générale affinée d’arrivée de l’aéronef vis-à-vis du point donné de la zone d’atterrissage.
Optionnellement le système sol comporte quatre antennes.
Optionnellement la distance séparant deux antennes du système sol est supérieure à la moitié de la longueur d’onde de rayonnement de l’une des deux dites antennes.
Avantageusement, le procédé d’assemblage comprend une étape (f) d’insertion du second élément 7 au moins en partie dans l’ouverture 86 de l’élément de guidage 8, par exemple par translation.
TEST EN VOL D’UN PROPULSEUR IONIQUE A GRILLES La présente description concerne un procédé de test en vol d’un propulseur ionique à grilles, ainsi qu’un ensemble d’alimentation électrique pour propulseur ionique à grilles qui est adapté pour un tel test.
Des propulseurs ioniques à grilles sont utilisés pour des véhicules spatiaux tels que des satellites ou des sondes spatiales bien que leur utilisation soit encore à ce jour moins courante que celle de propulseurs ioniques à effet Hall. Ces propulseurs ioniques à grilles peuvent être du type à décharge continue, désigné par l’acronyme GIT pour «Gridded-Ion Thruster» en anglais et aussi appelé type Kaufman, ou bien du type RIT pour «Radiofrequency Ion Thruster». Ces propulseurs ioniques à grilles, RIT ou GIT, comprennent chacun au moins : - une enceinte à plasma ; - une grille d’écran, qui est située devant ou au niveau d’une ouverture de sortie de l’enceinte à plasma ; et - une grille d’accélération, qui est parallèle à la grille d’écran et située d’un côté de cette grille d’écran opposé à l’enceinte à plasma. Lors d’un fonctionnement d’un tel propulseur, des ions positifs qui sont produits dans l’enceinte à plasma traversent la grille d’écran puis la grille d’accélération. Pour cela, un ensemble d’alimentation électrique, qui est couramment désigné par PPU pour «Power Processing Unit» en anglais, est aussi à bord du véhicule spatial et agencé pour, lors du fonctionnement du propulseur, fournir simultanément au moins une tension électrique positive à la grille d’écran et une tension électrique négative à la grille d’accélération, ces tensions électriques positive et négative étant déterminées par rapport à un nœud commun de référence de l’ensemble d’alimentation électrique, qui est couramment désigné par CRP pour «Cathode Return Potential» en anglais, ou parfois NRP pour «Neutralizer Return Potential» en anglais.
La compréhension et l’amélioration progressive des propulseurs ioniques à grilles nécessitent de connaître les phénomènes d’usure et le vieillissement qui les affectent progressivement lors de leur utilisation à bord des véhicules spatiaux. Pour cela, des mesures et des tests sont nécessaires, à réaliser à bord des véhicules spatiaux, afin de caractériser l’état d’usure et de vieillissement de chaque propulseur ionique à grilles tout au long de son utilisation en mission. En effet, les tests réalisés sur Terre ne sont pas suffisamment représentatifs des conditions environnementales auxquelles chaque propulseur est soumis dans l’espace, et il est nécessaire de recueillir des résultats de mesures tout au long de son utilisation en mission. De tels tests et mesures ont notamment les buts suivants : - compléter la connaissance générale des propulseurs ioniques à grilles, notamment concernant leur vieillissement en conditions d’environnement spatial ; - prévoir l’usure et/ou le vieillissement à venir d’un propulseur ionique à grilles qui est en mission à bord d’un véhicule spatial, notamment pour évaluer la durée de vie de ce propulseur ; et - caractériser l’état d’usure et/ou de vieillissement d’un propulseur ionique à grilles qui est en mission à bord d’un véhicule spatial, afin d’optimiser le point de fonctionnement selon lequel ce propulseur est utilisé, ou pour réaliser un compromis entre vitesse d’usure et intensité de la force de poussée qui est à produire par le propulseur.
L’érosion de la grille d’accélération d’un propulseur ionique à grilles est l’une des principales causes de son vieillissement, qui limite sa durée de vie. Cette érosion produit un élargissement progressif des trous de la grille d’accélération, et est causée par le bombardement des ions qui proviennent de l’enceinte à plasma et dont une partie heurte la grille d’accélération. Pour une valeur fixée de la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération, l’état d’érosion de cette grille est révélé notamment par une modification de la limite de rétro-circulation des électrons générés par un neutraliseur du propulseur.
Le document US 6,964,396 décrit de réaliser un test de type EBS, pour «Electron Back-Streaming» en anglais ou mesure de rétro-circulation d’électrons, à bord d’un véhicule spatial qui est dans l’espace extraterrestre. Lors d’un tel test EBS, la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération est progressivement diminuée en valeur absolue, c’est-à-dire que cette tension électrique est variée à partir de valeurs très négatives vers des valeurs moins négatives. Simultanément, une boucle de contrôle de courant de faisceau, désignée par BCC pour «Beam Current Control» en anglais, maintient constante une différence entre un courant électrique qui est fourni à la grille d’écran et un courant électrique qui provient de la grille d’accélération, en asservissant une puissance électrique de génération de plasma qui est délivrée à l’enceinte à plasma du propulseur. Cette puissance électrique de génération de plasma est alors mesurée pour chaque valeur de la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération. Un tel test EBS permet de déterminer une valeur à utiliser pour la tension électrique négative qui est appliquée à la grille d’accélération, dont la valeur absolue est minimale pour maximiser la poussée produite à valeur donnée de puissance électrique qui est fournie à la grille d’écran, tout en réduisant un échauffement de l’enceinte à plasma et en sécurisant le fonctionnement du propulseur.
Problème technique A partir de cette situation, un but de la présente invention est de proposer un autre test à exécuter pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre, pour caractériser l’état d’un propulseur ionique à grilles de ce véhicule spatial, notamment l’état d’érosion de la grille d’accélération de ce propulseur.
Un autre but de l’invention est de fournir de nouvelles informations pour gérer l’exploitation d’un propulseur ionique à grilles qui est embarqué à bord d’un véhicule spatial, en particulier de telles informations qui sont relatives au fonctionnement et à la durée de vie du propulseur.
Pour atteindre l’un au moins de ces buts ou un autre, un premier aspect de l’invention propose un nouveau procédé de test d’un propulseur ionique à grilles à bord d’un véhicule spatial, tel qu’un satellite, une sonde spatiale, etc., ce procédé de test étant exécuté pendant que le véhicule spatial est dans l’espace extraterrestre. Le propulseur comprend au moins les composants qui ont été rappelés précédemment : l’enceinte à plasma, la grille d’écran et la grille d’accélération, cette dernière étant d’un côté de la grille d’écran qui est opposé à l’enceinte à plasma de sorte que, lors d’un fonctionnement du propulseur, des ions positifs qui sont produits dans l’enceinte à plasma traversent la grille d’écran puis la grille d’accélération. En particulier, le propulseur auquel est appliqué le procédé de test de l’invention peut être d’un des types suivants : propulseur ionique à grilles et à décharge continue, tel que connu sous la désignation GIT ou aussi dit type Kaufman, ou propulseur ionique à grilles et à décharge radiofréquence, tel que connu sous la désignation RIT. Possiblement, le propulseur auquel est appliqué le procédé de test de l’invention peut comprendre au moins une grille supplémentaire, en plus de la grille d’écran et de la grille d’accélération. Une telle troisième grille est couramment appelée grille de décélération.
Un ensemble d’alimentation électrique est aussi à bord du véhicule spatial et agencé pour, lors du fonctionnement du propulseur et lors d’une exécution du procédé de test de l’invention, fournir simultanément au moins une tension électrique positive à la grille d’écran et une tension électrique négative à la grille d’accélération, ces tensions électriques étant déterminées par rapport au nœud commun de référence de l’ensemble d’alimentation électrique.
Le procédé de l’invention comprend les étapes suivantes : /1/ déterminer au moins des valeurs respectives de la tension électrique positive et de la tension électrique négative pour un point de fonctionnement identifié du propulseur qui correspond à un fonctionnement en cours de celui-ci ; /2/ fournir deux valeurs de limites de balayage pour la tension électrique positive, qui sont respectivement supérieure et inférieure à la valeur de cette tension électrique positive pour le point de fonctionnement identifié, ou bien fournir une valeur de limite de début de balayage pour la tension électrique positive qui est supérieure à la valeur de cette tension électrique positive pour le point de fonctionnement identifié, et fournir une limite maximale pour un courant électrique qui circule de la grille d’accélération vers l’ensemble d’alimentation électrique, appelé courant de grille d’accélération ; et /3/ alors que la tension électrique négative est gardée constante et égale à sa valeur pour le point de fonctionnement identifié, varier la tension électrique positive selon un sens de variation qui est constant entre les valeurs de limites de balayage fournies à l’étape /2/, en vérifiant que le courant de grille d’accélération reste inférieur à la limite maximale fournie, ou bien diminuer la tension électrique positive à partir de la valeur de limite de début de balayage jusqu’à ce que le courant de grille d’accélération atteigne la limite maximale fournie, et pour chaque valeur produite de la tension électrique positive, mesurer le courant de grille d’accélération et enregistrer au moins un résultat de mesure dudit courant de grille d’accélération avec la valeur correspondante de la tension électrique positive.
La limite maximale qui est fournie à l’étape /2/ pour le courant de grille d’accélération peut dépendre du courant de faisceau qui sort du propulseur. Notamment, elle peut être égale à l’intensité de ce courant de faisceau multipliée par un coefficient constant. De façon générale dans la présente description, le courant de faisceau qui sort du propulseur est égal à une différence entre un courant électrique qui circule de l’ensemble alimentation électrique à la grille d’écran et le courant de grille d’accélération, à laquelle peut être soustrait, de façon supplémentaire, un courant de rétro-circulation d’électrons qui sont émis par un neutraliseur du propulseur puis collectés par la grille d’écran. Pour la plupart des mises en œuvre de l’invention, la limite maximale fournie à l’étape /2/ pour le courant de grille d’accélération peut être comprise entre 0,5% et 5% de la valeur du courant de faisceau. Par exemple, elle peut être sensiblement égale à 3,125% de la valeur du courant de faisceau.
Le procédé de test proposé par l’invention est du type test de pervéance. Il permet d’identifier la valeur de la tension électrique positive qui est appliquée à la grille d’écran, pour laquelle le courant de grille d’accélération est minimal, c’est-à-dire pour lequel une quantité minimale d’ions qui sont issus de l’enceinte à plasma heurte la grille d’accélération. Cette valeur de la tension électrique positive qui minimise le courant de grille d’accélération correspond à un fonctionnement du propulseur qui réduit l’érosion de sa grille d’accélération. La durée de vie du propulseur peut ensuite être augmentée en adoptant ce fonctionnement, ou bien sa durée de vie peut être gérée si d’autres contraintes de mission imposent d’utiliser un point de fonctionnement du propulseur qui ne correspond pas au minimum du courant de grille d’accélération.
L’intervalle de variation de la tension électrique positive qui est mis en œuvre à l’étape /3/, en étant limité du côté des plus faibles valeurs de cette tension électrique positive soit par une des valeurs de limites de balayage fournies à l’étape /2/, soit parce que la limite maximale pour le courant de grille d’accélération est atteinte, dépend de la quantité d’informations qui est désirée sur le propulseur.
Un avantage du procédé de l’invention est qu’il permet d’effectuer régulièrement des mesures pendant un fonctionnement du propulseur qui fournit une poussée au véhicule spatial, pour détecter l’état d’érosion de ses grilles, et déterminer si son point de fonctionnement nécessite d’être corrigé. La force de poussée qui est produite par le propulseur n’est pas interrompue par l’exécution du procédé de test de l’invention.
Un autre avantage du procédé de l’invention est qu’il permet d’ajuster le fonctionnement du propulseur selon son état de vieillissement, sans endommager le propulseur, d’une façon qui est particulièrement sûre et robuste pour pouvoir être exécuté automatiquement et dans un environnement spatial.
Description détaillée de l'invention L’invention s’applique à une turbomachine 1 d’aéronef telle que celle représentée sur la et qui est un turboréacteur équipé d’une soufflante 2 carénée et d’un réducteur de vitesse 3. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à un turboréacteur et peut s’appliquer à tout type de turbomachine équipée en particulier d’un réducteur de vitesse.
La turbomachine 1 s’étend suivant un axe longitudinal X qui est en général l’axe de rotation des rotors de celle-ci. La turbomachine 1 comprend d’amont en aval suivant l’axe longitudinal X et l’écoulement des gaz, une soufflante 2, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 5, une chambre annulaire de combustion 6, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8.
Le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 7 sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression 9 de manière à former un corps basse pression. Le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 8 sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression 10 de manière à former un corps haute pression. L’arbre basse pression 9 s’étend au moins en partie à l’intérieur de l’arbre haute pression 10 et sont coaxiaux.
La turbomachine 1 est configurée avec plusieurs modules qui sont assemblés/reliés les uns aux autres et qui permettent de faciliter la maintenance de celle-ci. Des arbres et/ou des interfaces permettent de réaliser ces liaisons.
Un premier module 11 comprend la soufflante 2 et le réducteur de vitesse 3. Ce dernier comprend avantageusement un arbre d’entrée 12 qui est centré sur l’axe longitudinal X. L’arbre d’entrée 12 fait partie du premier module 11 de manière avantageuse.
La soufflante 2 comprend un arbre de soufflante 13 qui est entraîné en rotation de manière avantageuse par l’arbre basse pression 9 via le réducteur de vitesse 3.
Un deuxième module 14 comporte le compresseur basse pression 4. Le deuxième module 14 comprend également un arbre de compresseur basse pression 15 auquel est relié le compresseur basse pression 4. L’arbre de compresseur basse pression 15 est centré sur l’axe longitudinal X.
Un troisième module 16 comporte la turbine basse pression 7 et l’arbre basse pression 9 qui est centré sur l’axe longitudinal X. L’arbre basse pression 9 comprend de manière avantageuse une extrémité amont 9a reliée à un rotor du compresseur basse pression et une extrémité aval 9b reliée à un rotor de turbine basse pression. L’extrémité amont 9a est reliée à l’arbre d’entrée 12 du réducteur de vitesse 3.
Un quatrième module 17 comprend le compresseur haute pression 5. Avantageusement, le quatrième module 17 comprend la turbine haute pression 7. Le quatrième module 17 comprend également la chambre annulaire de combustion 6 qui est intercalée axialement entre le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 7.
Suivant cette configuration, le corps basse pression de la turbomachine 1 est divisé en trois modules. De manière alternative, le corps basse pression est divisé en deux modules avec le compresseur basse pression faisant partie du deuxième module.
Le réducteur de vitesse 3 (connus sous l’acronyme anglais « RGB ») comprend un train d’engrenage épicycloïdal. Bien entendu, le réducteur de vitesse pourrait comprendre un engrenage de type planétaire.
Le réducteur de vitesse 3 comprend typiquement un solaire 20 (ou planétaire interne), une pluralité de satellites 21 (qui sont des pignons), une porte-satellites 22 et une couronne externe 23 (ou planétaire externe). Le solaire 20 est centré sur l’axe longitudinal X. La couronne externe 23 est centrée sur l’axe longitudinal X et s’étend autour du solaire 20. Les satellites 21 sont disposés entre le solaire 20 et la couronne externe 23 et sont portés par le porte-satellites 22. Les satellites 21 sont chacun monté libre en rotation autour d’un axe de satellite à l'aide d'un palier et engrènent avec des dentures externes du solaire 20 et des dentures internes de la couronne externe 23.