INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans un mode de réalisation, l’invention concerne le procédé tel que défini précédemment, dans lequel ledit altPEP est introduit par arrosage.
Dans un mode de réalisation, l’invention concerne le procédé tel que défini précédemment, dans lequel ledit altPEP est introduit par pulvérisation.
L’unité de commande 34 est, en outre, configurée pour : - commander le vérin de levage 24 et le vérin de bennage 25 de manière à ce que le cadre porte-outil 4 atteigne une position de vérification dans laquelle les variables α1 et α2 correspondent aux valeurs α1 référence et α2 référence ; - traiter le signal délivré par le capteur de position spatiale 10 de manière à obtenir des informations de vérification représentatives de la position du cadre porte-outil 4 par rapport au capteur de position spatiale 10 dans ladite position de vérification ; et - vérifier la concordance entre les informations des références mémorisées et les informations de vérification.
Si la concordance n’est pas vérifiée, un dysfonctionnement de la machine est détecté. En réponse à cette détection de dysfonctionnement, l’unité de commande 34 interdit le déplacement de la flèche 3 et du cadre porte-outil 4 et optionnellement arrête le machine 1 dans son intégralité.
L’unité de commande 34, peut par exemple, mettre en œuvre cette procédure de détection d’anomalie à intervalles de temps régulier ou à la mise en marche et/ou à l’arrêt de la machine 1.
Selon un mode de réalisation alternatif ou additionnel, l’unité de traitement 34 comporte, en mémoire, des informations de référence représentatives de la position de la flèche 3 par rapport par rapport au capteur de position spatiale 10 pour au moins une position relative de référence de la flèche 3 et une valeur α1 référe nce correspondant à la valeur de la variable α1, délivré par le capteur 30 dans la position relative de référence de la flèche 3. L’unité de commande 34 est, en outre, configurée pour : - commander le vérin de levage 24 de manière à ce que la flèche 3 atteigne une position de vérification dans laquelle la variable α1 correspond à la valeur α1 référence ; et - traiter le signal délivré par le capteur de position spatiale 10 de manière à obtenir des informations de vérification représentatives de la position de la flèche 3 par rapport au capteur de position spatiale 10 dans ladite position de vérification ; et - vérifier la concordance entre les informations des références mémorisées et les informations de vérification.
Si ce mode de réalisation est mis en œuvre en tant qu’alternative au mode de réalisation précédent, il ne pourra alors pas détecter d’anomalies relatives à des déformations du cadre porte-outil 4 ou à des dysfonctionnements ou déplacements du capteur 31.
Si ce mode de réalisation est mis en œuvre en complément du mode de réalisation précédent dans lequel les informations de référence mémorisées sont représentatives de la position du cadre porte-outil 4 par rapport au capteur de position spatiale 10, il permet d’obtenir une information plus précise quant au type d’anomalie déclenchant le dysfonctionnement.
Certains éléments représentés, notamment l'unité de commande 34, peuvent être réalisés sous différentes formes, de manière unitaire ou distribuée, au moyen de composants matériels et/ou logiciels. Des composants matériels utilisables sont les circuits intégrés spécifiques ASIC, les réseaux logiques programmables FPGA ou les microprocesseurs. Des composants logiciels peuvent être écrits dans différents langages de programmation, par exemple C, C++, Java ou VHDL. Cette liste n'est pas exhaustive.
Procédé de production de peroxyde d’hydrogène La présente invention concerne un procédé de production de peroxyde d’hydrogène à partir d’une quinone mettant en œuvre, en tant que solvant organique, une lactone telle que décrite ci-après.
L’invention est également relative à l’utilisation d’au moins un solvant organique, tel que défini ci-après, pour dissoudre une quinone, pour la production de peroxyde d’hydrogène.
Le procédé le plus courant pour la production de peroxyde d’hydrogène est le procédé à l’anthraquinone. Au cours d’un tel procédé, également appelé un procédé d’auto-oxydation (AO) cyclique, une quinone est dissoute dans un mélange de solvants organiques approprié, une solution dite de travail, et est hydrogénée pour former l’hydroquinone correspondante. L’hydroquinone est ensuite réoxydée en quinone avec de l’oxygène (généralement de l’air) avec formation simultanée de peroxyde d’hydrogène, qui peut alors être extrait avec de l’eau alors que la quinone est renvoyée avec la solution de travail à l’étape d’hydrogénation.
Afin que le procédé fonctionne correctement, il est nécessaire d’utiliser un mélange de solvants pour la solution de travail dans lequel à la fois les quinones et les hydroquinones sont solubles. Par conséquent, le mélange de solvants dans la solution de travail comprend généralement un ou plusieurs solvants pour quinones et un ou plusieurs solvants pour hydroquinones. Les quinones se dissolvent facilement dans les solvants aromatiques non polaires, tandis que les hydroquinones se dissolvent bien dans les solvants polaires.
Comme illustré sur les figures 7 et 8, l’injection d’une composition liquide précurseur de matrice dans la préforme fibreuse ainsi que sa transformation en matrice sont ici réalisées dans un outillage d’injection 60 qui comprend une première coquille 61 comprenant en son centre une première empreinte 61a correspondant en partie à la forme et aux dimensions de l’aube à réaliser et une deuxième coquille 62 comprenant en son centre une deuxième empreinte 62a correspondant en partie à la forme et aux dimensions de l’aube à réaliser.
Une fois l’outillage 60 fermé comme illustré sur la , les première et deuxième empreintes 61a et 62a respectivement des première et deuxième coquilles 61 et 62 définissent ensemble un volume interne ayant la forme de l’aube à réaliser et dans lequel est placée la préforme fibreuse 1. Un compactage de la préforme fibreuse peut être réalisé avec la fermeture de l’outillage 60 afin d’obtenir un taux de fibres déterminé dans la préforme. Dans ce cas, une pression de compactage est appliquée sur les coquilles 61 et 62 par exemple au moyen d’une presse. Le compactage de la préforme fibreuse peut également être réalisé dans un outillage séparé avant l’introduction dans l’outillage d’injection.
Une fois l’outillage 60 fermé, on procède au moulage de l’aube en imprégnant la préforme 1 avec une résine thermodurcissable que l'on polymérise par traitement thermique. On utilise à cet effet le procédé bien connu de moulage par injection ou transfert dit RTM ("Resin Transfert Moulding"). Conformément au procédé RTM, on injecte via le port d’injection 61e de la première coquille 61 une résine, par exemple une résine thermodurcissable, dans le volume interne occupé par la préforme 1. Le port 62s de la deuxième coquille 62 est relié à un conduit d'évacuation maintenu sous pression (non représentés sur la ). Cette configuration permet l'établissement d'un gradient de pression entre la partie inférieure de la préforme 1 où la résine est injectée et la partie supérieure de la préforme 1 située à proximité du port 62s. De cette manière, la résine injectée sensiblement au niveau de la partie inférieure de la préforme 1 va imprégner progressivement l'ensemble de la préforme en circulant dans celle-ci jusqu'au port d’évacuation 62s par lequel le surplus est évacué. Bien entendu, les première et deuxième coquilles 61 et 62 de l’outillage 60 peuvent comprendre respectivement plusieurs ports d’injection et plusieurs ports d’évacuation.
La préforme fibreuse 1 est disposée dans un moule 70, qui comprend d’une part une chambre d’imprégnation 71 dans laquelle est disposée la préforme fibreuse afin d’être densifiée par une matrice par l’injection d’un fluide d’imprégnation par le biais des orifices d’injection 71a, et d’autre part une chambre de compaction 72 dans laquelle un fluide de compression est injecté par le biais des orifices d’injection 72a afin d’appliquer une pression sur la préforme fibreuse 1 durant sa densification par la matrice. La chambre d’imprégnation 71 et la chambre de compaction 72 sont séparées par une membrane souple 73. La membrane 73 permet d’appliquer la pression sur la préforme fibreuse 1 installée dans la chambre d’imprégnation 71, le fluide de compression appliquant une pression P sur la membrane 73 qui se déforme et applique ainsi à son tour une pression sur la préforme fibreuse 1. La membrane souple 73 est par exemple réalisée en silicone.
De préférence, le ou les premiers éléments d’insertion 20 sont retirés de manière à obtenir un pied d’aube creux. Le ou les deuxièmes et troisièmes éléments d’insertion 10, 30 peuvent également être retirés pour obtenir un profil aérodynamique d’aube au moins partiellement creux. Si des éléments d’insertion en matériau fugace avaient été insérés dans la préforme fibreuse, ils peuvent être éliminés lors de la polymérisation de la résine, ou être éliminés lors du démoulage ou après le démoulage de l’aube. Enfin, un ou plusieurs éléments d’insertion 10, 20, 30 peuvent être conservés dans l’aube.
Une étape de détourage ou d’usinage peut être effectuée sur la pièce réalisée pour obtenir l’aube ou la pale d’hélice à réaliser.
L’aérostat est également équipé de moyens de mesure de la pression totale P t de l’air environnant ladite enceinte 1. Ces moyens comprennent, par exemple, un tube de Pitot. Ils ne sont pas représentés sur la . Le tube de Pitot est monté sur l’avant de la nacelle ou de l’enceinte 1 et est orienté dans le sens de déplacement de l’aérostat. Le système de contrôle de la pression dans ladite enceinte de sustentation 1 comprend également un comparateur.
Le fonctionnement du dispositif de la va maintenant être expliqué en référence à cette même figure.
Le volume de l’enceinte de sustentation 1 et celui des réserves 51, 52 et 53 sont dimensionnées pour assurer à la fois la sustentation de l’aérostat et l’alimentation en dihydrogène de la pile à combustible 3 pendant toute la durée du vol. Les réserves 51, 52 et 53 sont remplies de dihydrogène gazeux ou liquide à une pression P R toujours supérieure à la pression P E régnant dans l’enceinte de sustentation 1 et donc toujours supérieure à la pression totale P t de l’air entourant la nacelle.
Au moment du départ de l’aérostat, la pile à combustible 3 est alimentée par du dihydrogène provenant d’au moins une des réserves 51 à 53. De préférence, à partir d’une seule des réserves 51 à 53. Le régulateur de pression 31 assure l’alimentation de la pile à combustible 3 à une pression constante en dihydrogène. La vanne 911 est fermée et le compresseur 8 est à l’arrêt.
Les moyens de commande 101 actionnent simultanément les moyens de mesure de la pression totale P t de l’air et le capteur de pression 10 situé dans l’enceinte 1. Un comparateur qui fait partie du système de contrôle de la pression compare les deux valeurs et compare la valeur de la pression mesurée dans l’enceinte P E avec une valeur seuil P S . Cette valeur seuil est supérieure à la valeur de la pression totale P t de l’air entourant l’enceinte 1. La valeur seuil P S dépend notamment de la résistance mécanique de l’enveloppe souple formant l’enceinte ; elle est néanmoins inférieure à une valeur limite donnée P L au-delà de laquelle l’enceinte risque d’être endommagée. Si le comparateur détecte que la différence de pression ΔP entre la pression P E mesurée dans l’enceinte 1 et la valeur mesurée de la pression totale P t est positive, les moyens de commande mesurent à nouveau les valeurs de pression P E et P t avec un pas de temps donné Δt. Si à t+ Δt, le comparateur détecte que la pression totale mesurée P t est supérieure à la pression P E mesurée dans l’enceinte 1 (Δ,P négative), les moyens de commande 101 déclenchent l’ouverture (avec régulation du débit) de la vanne 911 et éventuellement celle d’une des vannes 72 et 73 si celles-ci étaient fermées. Le dihydrogène contenu dans les réserves 51 à 53 étant sous pression par rapport à l’enceinte 1, il se déverse naturellement dans cette dernière et y augmente ainsi la pression. L’ouverture des vannes précitées est régulée par les moyens de commande 101 qui actionnent également le capteur 10. Le débit des vannes est régulé par les moyens de commande de manière à ce que la pression dans l’enceinte P E devienne rapidement (sur un intervalle de temps inférieur à Δt) supérieure à la pression totale de l’air P t .
Si à t+ Δt le comparateur détecte que la valeur mesurée de la pression dans l’enceinte P E est supérieure à la valeur de seuil P S , les moyens de commande 101 actionnent le compresseur 8 afin de pomper du dihydrogène de l’enceinte 1, de le comprimer et de l’injecter dans une ou plusieurs de réserves 51 à 53 tout en conservant la pression du dihydrogène dans l’enceinte 1 supérieure à la pression totale de l’air P t . La pression P E dans l’enceinte 1 est ainsi diminuée mais reste supérieure à celle de l’air environnant et le dihydrogène contenu dans les réserves 51 à 53 est maintenu sous pression.
Pendant la régulation de pression de l’enceinte P E , l’alimentation de la pile à combustible 3 n’est pas stoppée et continue (comme indiqué par la flèche F), en parallèle de la sortie du dihydrogène des réserves 71 à 73 dans l’enceinte de sustentation 1 ou de l’injection sous pression du dihydrogène de l’enceinte 1 dans au moins une des réserves 51 à 53. Ceci est possible du fait le présence du régulateur de pression 31 montée entre les sorties des réserves 71 à 73 et l’entrée du circuit de dihydrogène de la pile à combustible 3.
Dans tous les cas, l’enceinte de sustentation est toujours remplie de dihydrogène à une pression supérieure à la pression totale de l’air entourant l’aérostat ; il n’y a donc aucun risque que de l’air extérieur ne pénètre dans l’enceinte 1 et donc aucun risque d’inflammation de l’aérostat.
Si la valeur mesurée ou déterminée de la pression dans l’enceinte P E atteint une valeur limite donnée, la valve de sécurité s’ouvre afin de libérer rapidement du dihydrogène dans l’atmosphère.
Procédé de désorbitation et désintégration sécurisées d’un satellite La présente invention concerne le domaine du spatial et particulièrement la durabilité de l’écosystème spatial. Elle trouve comme application avantageuse la minimisation de la génération et de l’accumulation de nouveaux débris spatiaux par le biais de la désorbitation précoce de satellites en orbite autour de la Terre à la fin de leur vie utile, tout particulièrement en vue de leur destruction lors de leur rentrée dans l’atmosphère terrestre. L’invention ne concerne pas la récupération et destruction de débris existants, elle concerne la prévention de génération de nouveaux débris spatiaux.
ETAT DE LA TECHNIQUE Le nombre de débris spatiaux en orbite autour de la Terre est en constante augmentation du fait de l’intensification de l’activité spatiale dans la plupart des pays. Les débris spatiaux comprennent en particulier les étages supérieurs des lanceurs spatiaux, les débris résultant d’explosions accidentelles d’engins spatiaux ou de collisions entre engins spatiaux ou entre débris, ainsi que les satellites artificiels hors-service ou bien ayant achevé leur mission (fin de vie utile). Avec l’accélération des activités spatiales dans le monde, le problème des débris se fait de plus en plus pressant au vu du danger de collision qu’ils posent. La taille des débris varie de gros engins spatiaux défunts jusqu’à des petits débris (résultants de collisions pour la plupart) de quelques centimètres de taille. Tous représentent un danger pour les activités spatiales car les grandes vitesses auxquelles ils orbitent naturellement en font de puissants projectiles même s’ils sont de très petite taille. En 2022, on recense notamment 5000 satellites inactifs en orbite basse. Si l’orbite de ces débris s’abaisse naturellement au fil du temps jusqu’à entrer dans l’atmosphère terrestre sous l’effet de la gravité, s’échauffer par friction avec l’atmosphère et finalement se disloquer, ce phénomène naturel d’élimination des débris spatiaux prend des années, voire des dizaines d’années, et ne suffit plus à compenser leur génération due à l’activité humaine.
Ce constat est alarmant : l’accumulation de débris en orbite constitue la plus grande source de pollution spatiale et représente un danger important pour les satellites opérationnels en orbite autour de la Terre ainsi que les vaisseaux spatiaux et les lanceurs. La plus grande crainte des experts concerne une potentielle collision entre un débris spatial et une mission avec équipage : un impact pourrait par exemple conduire à une dépressurisation de l’habitacle, et donc la perte de l’équipage, ou encore à la mise hors service de leur engin spatial. Par ailleurs, une collision, même entre débris, peut entrainer une chaîne de collisions et la génération d’un grand nombre de débris additionnels. Des mesures sont prises à l’échelle internationale afin de limiter cette pollution spatiale. Notamment, une directive des Nations Unies s’appliquant aux satellites en orbite basse (moins de 2000 kilomètres d’altitude) nouvellement envoyés dans l’espace exige que ces derniers rentrent dans l’atmosphère dans les 25 ans suivant leur fin de vie opérationnelle. Au vu de l’accroissement rapide des activités spatiales de par le monde, les pressions afin - entre autres - de raccourcir ce délai de 25 ans ne feront que croitre. Les acteurs de l’industrie spatiale devront donc très prochainement prévoir des moyens de faire désorbiter leurs satellites pour destruction atmosphérique le plus rapidement possible une fois qu’ils n’ont plus d’utilité.
La désorbitation des satellites en vue de leur destruction n’est cependant pas une opération aisée dans un espace extra-atmosphérique où circulent de plus en plus de débris spatiaux. Il existe en effet un risque important de voir un satellite entrer en collision avec l’un de ces débris lors de son trajet depuis son orbite jusqu’à l’atmosphère terrestre.
Les solutions techniques existantes pour la destruction des satellites en orbite ne sont pas optimales. La très grande majorité des satellites existants ne sont pas équipés de systèmes de désorbitation et leur désorbitation repose sur l’abaissement naturel de leur orbite. Certains systèmes passifs de désorbitation accélérée - comme par exemples les aérofreins déployables et autres systèmes de ralentissement - ont été étudiés mais ils sont difficiles ou coûteux à mettre en œuvre et ne réduisent pas de manière satisfaisante le temps de la désorbitation naturelle. Certaines solutions techniques prévoient notamment de commander la désorbitation depuis une base située sur Terre. Cependant, en cas de rupture de communication entre la base et le satellite, la désorbitation commandée à distance n’est plus possible.
Un objet de la présente invention est donc de proposer un procédé de destruction plus sécurisé que les procédés existants.
RESUME Pour atteindre l’objectif, selon un mode de réalisation on prévoit un procédé de destruction d’un satellite comprenant : une étape d’initialisation sur Terre ou dans l’espace atmosphérique d’une mémoire embarquée dans le satellite comprenant la sauvegarde dans la mémoire embarquée d’informations initiales relatives à : au moins un critère de fin de mission initial, et au moins l’un parmi : au moins une position initiale d’au moins un corps secondaire, au moins une trajectoire initiale de l’au moins un corps secondaire, N cycles d’actualisation de la mémoire embarquée, de préférence lorsque le satellite se trouve dans l’espace extra-atmosphérique, chaque cycle d’actualisation comprenant les sous-étapes suivantes : la réception, par un dispositif de communication embarqué dans le satellite d’informations relatives à au moins l’un parmi : au moins un critère de fin de mission n°i, au moins une donnée dite donnée de corps secondaire, l’au moins une donnée de corps secondaire étant prise parmi : au moins une position n°i de l’au moins un corps secondaire, au moins une trajectoire n°i de l’au moins un corps secondaire, avec N et i étant des nombres entiers, N≥1 et 1≤i≤N, la sauvegarde desdites informations dans la mémoire embarquée, une phase de désorbitation comprenant une activation d’un propulseur embarqué sur le satellite pour déplacer le satellite depuis l’espace extra-atmosphérique jusque dans l’espace atmosphérique, la phase de désorbitation étant déclenchée à un instant de désorbitation déterminé par un système de calcul embarqué dans le satellite, l’instant de désorbitation étant fonction de l’au moins une donnée de corps secondaire disponible au cycle d’actualisation n°N et de l’instant de survenue d’au moins un parmi les événements suivants : la réception par le dispositif de communication d’une instruction de désorbitation, la détection par des moyens de sécurité embarqués dans le satellite d’un dysfonctionnement satellite, l’observation d’un critère de fin de mission.
L’invention concerne aussi un système d’alimentation en hydrogène d’une turbomachine, caractérisé en ce qu’il comporte un dispositif de régulation tel que précédemment présenté.
L’invention concerne aussi une turbomachine comportant des injecteurs, caractérisée en ce qu’elle comporte un système d’alimentation en hydrogène tel que précédemment présenté.
L’invention concerne aussi un aéronef comportant une turbomachine telle que précédemment présentée.
Le système d’alimentation en hydrogène d’une turbomachine, la turbomachine et l’aéronef présentent des avantages analogues à ceux précédemment présentés.
illustre schématiquement un système d’alimentation en hydrogène d’une turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention ;
illustre des graphiques présentant des évolutions temporelles d’un débit d’hydrogène en sortie d’un accumulateur d’hydrogène du système d’alimentation en hydrogène selon l’invention ;
illustre schématiquement un dispositif de régulation du système d’alimentation en hydrogène de la turbomachine, selon un mode de réalisation de l’invention ;
illustre un circuit d’élaboration de consigne de pression d’hydrogène dans l’accumulateur d’hydrogène du système d’alimentation en hydrogène selon l’invention ; et
illustre des graphiques présentant une évolution temporelle d’une consigne de pression d’hydrogène en sortie d’accumulateur d’hydrogène du système d’alimentation en hydrogène, selon un mode de réalisation de l’invention.
Les différentes parties représentées sur les figures ne le sont nécessairement pas selon une échelle uniforme afin de rendre les figures plus lisibles.
Exposé détaillé des modes de réalisation La présente schématiquement un mode de réalisation de l’invention d’un système d’alimentation en hydrogène A d’une turbomachine apte à fournir un débit maitrisé d’hydrogène à des injecteurs 100 situés dans une chambre de combustion de la turbomachine.
Plus spécifiquement, le système d’alimentation en hydrogène A comporte, selon un sens de circulation de l’hydrogène, de l’amont vers l’aval, un réservoir d’hydrogène 1, notamment dans lequel l’hydrogène est dans un état liquide cryogénique, en particulier à basse pression, par exemple d’un ordre de grandeur compris entre 2 bar et 3 bar, et à faible température, par exemple d’un ordre de grandeur de 10K.
Le réservoir d’hydrogène 1 est relié à un organe de pressurisation 2 destiné à monter l’hydrogène, notamment l’hydrogène liquide, en pression. La montée en pression de l’hydrogène est effectuée de manière à maintenir une pression d’hydrogène à l’injection supérieure à une pression de la chambre de combustion Pcc de la turbomachine.
- Butoxypropionate de butyle (BPB) 65-85%
- Acide para-toluène sulfonique : 0
- Phénothiazine : 1-10%
- lourds (Masse moléculaire > 264 g/mol) : > 10 %.
Pour rendre les inhibiteurs plus efficaces il convient d’injecter en pied de colonne de l’oxygène, de l’air ou de l’air dit appauvri à 7% O 2 . De façon préférée la quantité d’oxygène injectée correspond à une teneur de 0,2% à 0,5% rapportée à la quantité de vapeur organique dans la colonne.