INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
(a) 3 m 3 d’une solution de carbonate d’ammonium à 120 g/L ont été ajoutés à une cuve de réaction 1 de 10 m 3 comme solution de base, puis une solution de carbonate d’ammonium à 240 g/L et une solution de chlorure de cobalt et d’aluminium à 120 g/L (contenant 1,2 g/L d’aluminium) ont été introduits dans la cuve de réaction à 600 L/h et 800 L/h, respectivement, et le mélange a réagi à une température de réaction de 42℃, une vitesse d’agitation de 40 Hz et une taille de particule de réaction de 15 µm, avec un pH régulé entre 7,0 et 7,5, pour obtenir une solution de carbonate de cobalt. Ensuite, du peroxyde d’hydrogène a été introduit à un débit de 200 L/h et introduit en continu pendant 1 h après que le carbonate de cobalt solide est devenu noir pour obtenir une solution de carbonate de cobalt revêtu d’hydroxyl cobalt, où le rapport massique de l’hydroxyl cobalt sur le carbonate de cobalt dans le carbonate de cobalt revêtu d’hydroxyl cobalt était de 1:27.
(2) 2,8 kg d’acide aminoacétique ont été ajoutés à 1000 L d’eau, puis 15 kg de chlorure de magnésium ont été ajoutés et agités uniformément pour obtenir une solution de sel de magnésium après la réaction de complexation.
(3) 5 m 3 de solution de tétrahydrofurane ont été ajoutés à une cuve de réaction 2, puis la solution de carbonate de cobalt revêtu d’hydroxyl cobalt à l’étape (1) a été concentrée en une suspension avec une teneur en solides de 600 g/L et transférée dans la cuve de réaction 2, la solution de sel de magnésium après la réaction de complexation à l’étape (2) et 20 g de diisocyanate de toluène ont été ajoutés, et la réaction de greffage a été réalisée pendant 7 h à une température de 80℃, une vitesse d’agitation de 40 Hz et un taux de greffage de 76% pour obtenir du carbonate de cobalt revêtu d’ions métalliques ;
dans lequel, un rapport massique du carbonate de cobalt revêtu d’hydroxyl cobalt, du sel de magnésium dans la solution de sel de magnésium après la réaction de complexation sur le diisocyanate de toluène était de 330:26:1.
(4) Le carbonate de cobalt revêtu d’ions métalliques à l’étape (3) a été lavé avec une solution de carbonate d’ammonium d’une concentration de 40 g/L, séché puis fritté à 750℃ pendant 4 h pour obtenir le tétroxyde de tricobalt modifié revêtu en surface.
On entend par « ensemble propulsif de la turbomachine », un ensemble de dispositifs assurant la poussée du moteur.
On entend par « système électrique de l’ensemble propulsif », un l’ensemble des machines électriques reliées à l’ensemble propulsif. Le système électrique de l’ensemble propulsif comprend au moins un organe électrique de compensation.
Par exemple, dans une turbomachine hybridée double corps/double flux, le système électrique de l’ensemble propulsif comprend une machine électrique basse-pression et une machine électrique haute-pression.
On entend par « système électrique extérieur », un réseau électrique de l’avion responsable des prélèvements ou des injections de puissance électrique. Le réseau électrique extérieur peut être appelé également réseau électrique en interface.
On entend par « organe électrique de compensation », un système électrique pouvant injecter ou prélever de la puissance électrique pour compenser les besoins extérieurs lors d’un régime transitoire. L’organe électrique peut être une machine électrique comprise dans le réseau électrique de l’ensemble propulsif. Alternativement, l’organe électrique peut être une batterie, un groupe auxiliaire de puissance ou un élément de dissipation de puissance compris dans le réseau électrique extérieur.
On entend par « besoins extérieurs de prélèvement de puissance électrique » ou « besoins extérieurs d’injection de puissance électrique », les besoins électriques du réseau électrique extérieur auquel la turbomachine hybridée est reliée. Le réseau électrique extérieur est, par exemple, le réseau électrique de l’avion et les besoins électriques extérieurs sont les besoins électriques des systèmes électriques de l’avion, tels que le système de dégivrage, l’avionique ou d’autres dispositifs électriques présents dans l’aéronef.
Grâce au procédé de compensation selon l’invention, il est possible d’assurer une puissance électrique constante sur le réseau électrique extérieur, notamment pendant les régimes transitoires.
Contrairement aux procédés de contrôle connus de l’homme du métier, le procédé de compensation selon l’invention permet de compenser en temps réel la puissance électrique supplémentaire requise lors d’une accélération ou une décélération du régime moteur.
Le procédé de compensation selon l’invention permet donc de ne pas s’écarter des besoins extérieurs de puissance électrique pendant toutes les phases du vol, y compris les régimes transitoires.
Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées dans les paragraphes précédents, le procédé de compensation selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : le réseau électrique de l’ensemble propulsif comprend une machine électrique basse-pression, reliée à l’arbre basse-pression de la turbomachine hybridée et/ou une machine électrique haute-pression, reliée à l’arbre haute-pression de la turbomachine hybridée l’étape de détermination de la puissance électrique requise par le réseau électrique extérieur comprend une détermination de la répartition de la puissance électrique requise par le réseau électrique extérieur parmi la machine électrique basse-pression et/ou la machine électrique haute-pression ; l’organe électrique de compensation utilisé lors de l’étape de prélèvement ou dinjection de puissance comprend au moins un élément choisi dans un ensemble comprenant : une machine électrique basse-pression, une machine électrique haute-pression , une batterie, un groupe auxiliaire de puissance et/ou un élément de dissipation de puissance électrique ; l’étape de calcul de la puissance électrique de compensation est réalisée à l’aide d’une boucle de régulation ayant en entrée au moins une variable choisie dans un ensemble comprenant : un couple machine électrique basse-pression/besoins extérieurs, un couple machine électrique haute-pression/besoins extérieurs, un couple machine électrique basse-pression/besoins régimes transitoires, un couple machine électrique haute-pression/besoins régimes transitoires, un régime turbine haute-pression, un régime turbine basse-pression, et/ou un régime soufflante, la boucle de régulation fournit, en sortie, au moins une commande de couple à appliquer à la machine électrique basse-pression et/ou une commande de couple à appliquer à la machine électrique haute-pression. le procédé comprend en outre une étape de conversion de puissance, au cours de laquelle une conversion de la puissance de compensation en couple électrique de compensation est réalisée, l’étape de prélèvement ou d’injection de puissance électrique de compensation comprend une application du couple électrique de compensation par la machine électrique basse-pression et/ou par la machine électrique haute-pression ; le couple électrique de compensation est appliqué par la machine électrique basse-pression et calculé selon la formule suivante :
où NH est le régime turbine haute-pression ,
TRQ HP transitoire est le couple électrique appliqué par la machine électrique haute-pression pendant le transitoire moteur et
NFan est le régime de la soufflante de la turbomachine hybridée ; lors de l’étape de prélèvement ou d’injection de puissance, la puissance électrique de compensation est fournie par la machine électrique basse-pression et par un organe électrique de compensation supplémentaire ; la puissance électrique fournie par l’organe électrique de compensation supplémentaire est calculée selon la formule suivante :
Un deuxième aspect de l’invention concerne une turbomachine hybridée, notamment une turbomachine hybridée double corps/double flux, comprenant les éléments suivants : un ensemble propulsif comprenant une soufflante, un arbre basse-pression, un compresseur haute-pression , une chambre de combustion, un arbre haute-pression , une turbine haute-pression et une turbine basse-pression ; un réseau électrique de l’ensemble propulsif comprenant une machine électrique basse-pression, reliée à l’arbre basse-pression et une machine électrique haute-pression, reliée à l’arbre haute-pression , le système électrique de l’ensemble propulsif étant connecté à un réseau électrique extérieur ; un organe électrique de compensation et des moyens de calcul configurés pour la mise en œuvre du procédé de compensation selon le premier aspect de l’invention.
La turbomachine hybridée, notamment la turbomachine hybridée double corps/double flux, selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : la turbomachine selon l’invention comprend un organe électrique de compensation supplémentaire ; l’organe électrique de compensation et l’organe électrique de compensation supplémentaire sont choisis dans un ensemble comprenant : une machine électrique basse-pression, une machine électrique haute-pression, une batterie, un groupe auxiliaire de puissance et/ou un élément de dissipation de puissance électrique.
Un troisième aspect de l’invention concerne un aéronef comprenant une turbomachine hybridée selon le deuxième aspect de l’invention, et/ou un organe électrique de compensation et des moyens de calcul pour la mise en œuvre du procédé de compensation selon le premier aspect de l’invention.
Exposé détaillé de modes de réalisation préférés Les figures 1 et 2 illustrent un ensemble propulsif 10, comprenant de manière générale un turboréacteur (masqué sur les figures) par exemple du type à double flux, entouré par une nacelle 12. Cette nacelle comporte, de manière connue en soi, une entrée d'air 14, une section médiane 16, ainsi qu'une section arrière 18 intégrant un inverseur de poussée 19 du type à grilles. La montre la nacelle 12 en configuration de jet direct, c'est-à-dire avec l’inverseur de poussée en configuration rétractée, tandis que la montre la nacelle en configuration de jet inverse ou d’inversion de poussée, c'est-à-dire avec l’inverseur de poussée en configuration déployée. Ainsi, on peut voir sur la qu'un capot 20 de la section arrière 18 est en position reculée, et laisse apparaître un ensemble de grilles 22 de l’inverseur de poussée, réparties autour d’un axe A de la nacelle et plus généralement de l’ensemble propulsif.
Dans l’ensemble de cette description, la direction axiale X est la direction de l’axe A, la direction verticale Z est une direction orthogonale à la direction axiale X et prévue pour être orientée selon la verticale lorsque l’ensemble propulsif 10 équipe un aéronef stationné au sol, et la direction transversale Y est orthogonale aux deux directions précédentes. Par ailleurs, la direction radiale R et la direction circonférentielle C ou direction azimutale sont définies par référence à l’axe A, la direction radiale R étant en tout point la direction orthogonale à l’axe A et passant par ce dernier, et la direction circonférentielle C étant en tout point orthogonale à la direction radiale R et à l’axe A. Enfin, les directions « amont » et « avant » d’une part, et « aval » et « arrière » d’autre part, sont définies selon la direction de l’axe A, par référence au sens général d’écoulement des gaz dans le turboréacteur, depuis l’amont ou l’avant vers l’aval ou l’arrière.
Les figures 3 et 4 illustrent plus en détail un tel inverseur de poussée 19, respectivement en configuration de jet direct et en configuration de jet inverse.
L'inverseur de poussée 19 est typiquement disposé en aval d’un carter de soufflante 23 du turboréacteur, et du capot de soufflante 24 associé (figures 1 et 2) qui fait partie de la section médiane 16 de la nacelle. L’inverseur 19 comporte au moins un capot, tel que le capot 20, déplaçable axialement entre une position avant ou rétractée, correspondant à la configuration de jet direct, et une position arrière ou déployée, correspondant à la configuration de jet inverse. Un tel capot 20 présente une paroi externe 26 et une paroi interne 28 qui sont respectivement destinées, dans la configuration de jet direct ( ), à s’inscrire dans l’enveloppe externe aérodynamique de la nacelle et à délimiter extérieurement un canal annulaire 30 dans lequel s'écoule un flux secondaire SF du turboréacteur. L'inverseur 19 comporte au moins un volet d'inversion 32 monté de manière articulée sur la paroi interne 28 du capot 20 et actionné par au moins une bielle 34 lors du déplacement du capot 20 vers l'arrière de sorte que, dans la configuration de jet inverse ( ), au moins une partie de chaque volet d'inversion 32 s'étende dans le canal annulaire 30 de manière à dévier au moins une partie du flux secondaire SF hors du canal annulaire 30 en direction de la grille 22. La bielle 34 est par exemple articulée sur une structure interne fixe 36 de la nacelle, qui délimite intérieurement le canal annulaire 30.
Chaque capot 20 mobile comporte au moins un logement 38 délimité entre ses parois externe 26 et interne 28 et permettant de loger une ou plusieurs des grilles 22, dans la configuration de jet direct ( ).
L’une des grilles 22 est visible sur les figures 3 et 4, et est ici illustrée dans une configuration connue. Chacune de ces grilles 22 est en forme générale de plaque ajourée incurvée dans la direction circonférentielle C.
Chaque grille 22 comprend en particulier une bride d’extrémité avant 40 et une bride d’extrémité arrière 42 respectivement fixées à un cadre avant 44 et un cadre arrière 46 qui sont chacun solidaires d’une structure fixe de la nacelle telle que le carter de soufflante 23.
De plus, chaque grille comporte des rangées d’aubes 50 (figures 2-4) agencées entre les deux brides 40, 42 et conformées pour dévier le flux d’air en direction de l’avant, et des longerons 52 ( ) reliant chacun rigidement la bride d’extrémité avant 40 à la bride d’extrémité arrière 42 (figures 3-4). Les rangées d’aubes 50 sont entrecroisées avec les longerons 52 de sorte que ces aubes 50 et longerons 52 forment conjointement une structure alvéolaire 53 définissant une multitude d’alvéoles 54 constituant chacune un passage pour le flux d’air. Les longerons 52 s’étendent selon une direction allant de la bride avant 40 à la bride arrière 42, cette direction étant typiquement une direction parallèle à l’axe A ou, plus généralement, une direction longitudinale L comprise dans un plan contenant l’axe A de la nacelle. Les rangées d’aubes 50 s’étendent préférentiellement selon une direction latérale orthogonale à la direction précitée, telle que la direction circonférentielle C.
Ainsi, lors du passage de la configuration de jet direct ( ) à la configuration de jet inverse ( ), chaque capot 20 se déplace vers l’arrière et découvre à la fois le côté intérieur et le côté extérieur des grilles 22, exposant ainsi ces dernières au flux secondaire SF du côté intérieur et au milieu extérieur du côté extérieur. Dans l’exemple illustré, le déplacement de chaque capot 20 entraîne en outre le déploiement des volets d’inversions 32 dans le canal annulaire 30 du flux secondaire. Ce flux d’air se trouve ainsi dévié par les volets 32 vers les grilles 22 et circule au travers des alvéoles 54 en étant dévié vers l’avant par les aubes 50 des grilles 22 de manière à générer une poussée inverse.
Le coulissement de chaque capot 20 entre ses positions avant et arrière est en général assuré par des vérins (non illustrés) répartis autour de l’axe A de la nacelle et par exemple fixés à l’avant sur une partie fixe de la nacelle, telle que le cadre avant 44, et à l’arrière sur le capot 20, par l'intermédiaire de ferrures adaptées.
En référence à la , une aube 50 d’une grille de type connu, telle que la grille 22 visible sur les figures 3 et 4, présente un angle de courbure α, défini comme étant l’angle entre les tangentes T1 et T2 à la ligne de cambrure 60 de l’aube, respectivement définies au niveau du bord d’attaque 62 et au niveau du bord de fuite 64 de l’aube. Cet angle de courbure α traduit le niveau plus ou moins marqué de la courbure de l’aube, dont dépendent les performances aérodynamiques de la grille 22. Les procédés de fabrication couramment utilisés pour les aubes imposent une valeur minimale à l’angle α et donc limitent le niveau de courbure atteignable des aubes.
Comme expliqué ci-dessus, afin de permettre d’accroître les performances aérodynamiques d’une grille d’inverseur de poussée tout en permettant une fabrication aisée et peu coûteuse de celle-ci, l’invention propose une grille 22 à plusieurs étages aubagés 22A, 22B superposés, comme l’illustre la .
À la manière de la grille de type connu décrite ci-dessus, la présente grille 22 comporte une bride d’extrémité avant 40 et une bride d’extrémité arrière 42, et chaque étage aubagé 22A, 22B comprend des rangées d’aubes 50A, 50B conformées pour dévier le flux d’air, par exemple en direction du côté avant de la grille, et des longerons 52A, 52B, par exemple en forme de poutres rectilignes à section rectangulaire. Les rangées d’aubes 50A, 50B sont entrecroisées avec les longerons 52A, 52B au sein de chaque étage aubagé 22A, 22B de manière à former conjointement avec les longerons 52A, 52B une structure alvéolaire 53A, 53B correspondante définissant une multitude d’alvéoles 54A, 54B constituant chacune un passage pour le flux d’air au travers de la grille 22.
La bride d’extrémité avant 40 et la bride d’extrémité arrière 42 sont agencées respectivement à une extrémité avant et à une extrémité arrière de la grille 22 et sont rigidement reliées chacune aux longerons 52A, 52B, ou au moins à certains des longerons 52A, 52B, d’au moins l’un des étages aubagés. Dans l’exemple illustré sur la , les longerons 52A de l’étage aubagé intérieur 22A relient rigidement la bride d’extrémité avant 40 à la bride d’extrémité arrière 42.
Afin d’offrir à la grille la stabilité requise vis-à-vis des vibrations et perturbations aérodynamiques en fonctionnement, l’invention prévoit en outre que les structures alvéolaires 53A, 53B respectives des étages aubagés 22A, 22B soient reliées l’une à l’autre, indépendamment des brides 40 et 42, par des moyens de liaison 66 configurés pour bloquer des déplacements relatifs entre les structures alvéolaires 53A, 53B. Par « indépendamment des brides », il faut comprendre que les moyens de liaison 66 agissent directement sur les longerons et/ou sur les aubes des étages aubagés 22A, 22B. Autrement dit, les chemins d’efforts au sein des moyens de liaison 66 ne passent pas par les brides 40 et 42. Les moyens de liaison 66 sont de préférence configurés pour relier rigidement les structures alvéolaires 53A, 53B indépendamment des brides 40 et 42, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit.
Les moyens de liaison 66 peuvent être configurés pour agir dans l’intégralité de la région de vis-à-vis des structures alvéolaires 53A, 53B, c'est-à-dire le long de l’intégralité de chaque rangée d’aubes 50A, 50B et de chaque longeron 52A, 52B, ou seulement dans une ou plusieurs zones de cette région de vis-à-vis, c'est-à-dire le long d’un ou plusieurs segments d’un ou plusieurs longerons ou le long de certains longerons seulement et/ou le long d’un ou plusieurs segments d’une ou plusieurs rangées d’aubes ou le long de certaines rangées d’aubes seulement, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit.
Selon un exemple, les contrôleurs 120 prennent la forme d’un circuit intégré, par exemple de type FPGA (« Field-programmable gate array » en anglais).
La illustre schématiquement un exemple de mise en œuvre d’un contrôleur 120 au sens de la présente divulgation. Comme représenté, le contrôleur 120 prend dans cet exemple la forme d’un transistor MOSFET (transistor à effet de champ à grille isolée) dont la tension de grille est modulée au cours du temps, par exemple au moyen d’une unité de commande comprenant un convertisseur CNA (numérique vers analogique ou DAC pour « Digital to Analog ») noté 132.
Pour ce faire, le convertisseur 132 est configuré pour envoyer des commandes sur la grille G du MOSFET. Dans le cas d’un contrôleur d’alimentation 122a/122b, l’une parmi les bornes de drain (D) et de source (S) peut être connectée au régulateur 102a/102b respectivement et l’autre à la borne d’alimentation correspondante SHV+/SHV- du pulseur 101. De même, dans le cas du contrôleur de sortie 124, l’une parmi les bornes de drain (D) et de source (S) peut être connectée à la borne de sortie OUT1 du pulseur 101 et l’autre en série avec l’entrée IN2 du transducteur 22.
L’exemple de la permet avantageusement de mettre en œuvre les contrôleurs 120 avec un niveau de complexité limité et un bas coût d’implémentation. Il est ainsi possible de faciliter la mise au point (conception), la mise en œuvre et la maintenance du dispositif émetteur d’ondes. Des implémentations plus complexes sont toutefois possibles.
Un procédé de pilotage mis en œuvre par le système de pilotage 100 tel que précédemment décrit (figures 4-5) est à présent décrit conjointement aux figures 6-9 selon des modes de réalisation particuliers. A cet effet, le système de pilotage 100 (ou plus généralement le système SY1) peut exécuter le programme d’ordinateur PG1. Le système 100 peut exécuter des instructions d’au moins un programme d’ordinateur, dont par exemple le programme PG1.
Au cours d’une étape S2 de modulation, les signaux de sortie SG1 du pulseur 101 sont modulés par un (ou au moins un) contrôleur 120. Cette modulation – notée F1 – peut être réalisée par un contrôleur 120 selon au moins l’un parmi : a) un contrôle (S2a) d’une tension d’alimentation (V+ et/ou V-) du pulseur 101 par un contrôleur d’alimentation 122a et/ou 122b connecté à une borne d’alimentation IHV+ et/ou IHV- du pulseur 101 ; b) un contrôle (S2b) de signaux de sortie SG1 par un contrôleur de sortie 124 connecté en sortie OUT1 du pulseur 101 ; et c) un contrôle (S2c) de signaux de retour SG2 du transducteur 22 par un contrôleur de retour 126 connecté sur une borne de retour OUT2 du transducteur 22.
Autrement dit, la modulation F1 est réalisée au moyen de l’un quelconque, ou de plusieurs, parmi les contrôleurs 120 précédemment décrits. Cette modulation F1 permet un contrôle dans le temps des signaux de sortie SG1 émis depuis le pulseur 101 pour piloter le transducteur 22. En particulier, la puissance et/ou la forme des signaux SG1 envoyés en entrée IN2 du transducteur 22 peuvent être adaptées ou modifiées au cours du temps.
Selon un exemple, la forme et/ou l’amplitude de la tension transmise au transducteur 22 sont modulées (ou adaptées). En conséquence, pour une impédance donnée du transducteur 22 (ou plus généralement de la sonde), le courant et la puissance transmis sont par conséquent modifiés.
La modulation F1 permet avantageusement d'améliorer le pilotage du dispositif transducteur 20 et donc les performances et la fiabilité du système SY1 dans son ensemble. La modulation F1 permet en particulier de contrôler efficacement et de façon flexible les signaux de sortie SG1 envoyés au transducteur 22 et ainsi de s’assurer que les valeurs limites théoriques des paramètres (notamment en courant, tension et/ou puissance) du transducteur 22, et plus généralement de la chaîne de transmission depuis le pulseur 101 au transducteur 22, sont respectées. En maîtrisant plus précisément le pilotage du transducteur 22, on peut éviter de stresser excessivement le système, limiter les défaillances (pannes, dégradations, etc.), assurer une bonne fiabilité du système et garantir que le système présente des performances satisfaisantes.