INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le jonc élastique 411 du ressort 40 est ondulé sous la forme d’une succession de courbes alternativement concaves et convexes. En position montée et bloquée du ressort 40 dans les patins sectorisés 30 telle que représentée à la , le jonc élastique 411 est reçu alternativement dans le logements inférieur 326 et dans le logement supérieur 328 de la gorge aval 324 de sorte que chaque courbe convexe du jonc élastique 411 est agencée en appui contre l’une des surfaces courbées concaves de l’un des logements inférieur 326 ou supérieur 328 et que chaque courbe concave du jonc élastique 411 est agencée en appui contre l’une des surfaces courbées convexes de l’autre des logements supérieur 328 ou inférieur 326. Plus particulièrement, les logements inférieur 326 et supérieur 328 présentent une forme complémentaire de celle du jonc élastique 411.
De plus, chaque patin sectorisé 30 comprend une ou plusieurs tiges de verrouillage 330, chacune agencée axialement dans un trou de verrouillage 332 de la gorge aval 324. Chaque tige de verrouillage 330 comporte une encoche de verrouillage 412 recevant le jonc élastique 411. Selon un exemple représenté aux figures 7 et 8, le trou de verrouillage 332 est formé dans le logement inférieur 326 de la gorge aval 324. La présence de tiges de verrouillage 330 permet de bloquer tangentiellement le positionnement du jonc élastique 411 à l’intérieur de la gorge aval 324 et empêcher tout déplacement du jonc élastique 411, pendant le cycle de fonctionnement de la turbomachine.
Préférentiellement, les deux joncs élastiques 411 des ressorts 40 selon le deuxième mode de réalisation de l’invention sont identiques.
Telle que représentée à la , la portion engagée 310 de chaque patin sectorisé 30 de l’ensemble 10 selon un troisième mode de réalisation de l’invention comprend un canal de maintien 314 agencé dans la portion engagée 310 et comportant la paroi intérieure 312, et le logement à section en U 311.
Selon le troisième mode de réalisation de l’invention représenté aux figures 10, 11 et 12, le stator 100 comprend plusieurs ressorts 40 chacun reçu dans le canal de maintien 314 de deux patins sectorisés 30 adjacents.
Selon les premier et deuxième modes de réalisation de l’invention, en position montée du jonc élastique 410 du ressort 40 dans les patins sectorisés 30, la force tangentielle exercée par le jonc élastique 410 provoque le déplacement de la totalité des patins sectorisés 30 vers l’axe X et forme ainsi un anneau continu coaxial avec le rotor 50. Ce jonc élastique 411 permet ainsi de piloter le déplacement compensateur des patins sectorisés 30 radialement vers l’axe X. De plus, le pilotage du jeu J constant s’effectue seulement lors du cycle de fonctionnement de la turbomachine, par la force centrifuge générée par la vitesse très élevée de rotation de la turbomachine.
Selon une première variante du troisième mode de réalisation de l’invention tel que représenté à la , chaque ressort 40 comporte une bande ondulée 420 s’étendant tangentiellement entre une première et une deuxième extrémité 420A, 420B. Chaque patin sectorisé 30 comprend deux tiges de verrouillage 330 chacune agencée axialement dans le canal de maintien 314, au voisinage d’une extrémité 30A, 30B du patin sectorisé 30.
En position montée du ressort 40 dans les patins sectorisés 30 selon la première variante du troisième mode de réalisation de l’invention, non représentée, chaque bande ondulée 420 est comprimée dans le canal de maintien 314, entre les deux tiges de verrouillage 330, pour permettre une déformation élastique de la bande ondulée 420 et exercer une force tangentielle entre les tiges de verrouillage 330 des deux patins sectorisés 30 adjacents. Selon cette variante, la force tangentielle exercée par chaque bande ondulée 420 provoque le déplacement de la totalité des patins sectorisés 30 vers l’axe X et forme ainsi un anneau continu coaxial avec le rotor 50. De plus, le pilotage du jeu J constant s’effectue seulement lors du cycle de fonctionnement de la turbomachine, par la force centrifuge générée par la vitesse très élevée de rotation de la turbomachine.
Selon une deuxième variante du troisième mode de réalisation de l’invention tel que représenté aux figures 11 et 12, chaque ressort 40 est un ressort double 44 comprenant : deux pattes d’appui 440 sous la forme de bandes ondulées, chacune agencée dans le canal de maintien 314 de la portion engagée 310, et une portion de liaison 442 reliant les deux pattes d’appui 440 et s’étendant radialement à l’extérieur du canal de maintien 314 ; la portion de liaison 442 comprend un corps central 444 sous la forme d’une bande sensiblement pliée en U
Tel que représenté aux figures 11 et 12, les deux pattes d’appui 440 et le corps central 444 de la portion de liaison 442 du ressort double 44 forment une seule et même pièce dont la section présente une forme de lettre grecque oméga (Ω).
Selon un exemple particulier du ressort double 44 tel que représenté aux figures 11 et 12, la portion de liaison 442 comprend un corps supérieur 446 sous la forme d’une pièce, indépendante ou rapportée sur le corps central 444, agencée entre la paroi intérieure 214 du rail de guidage 212 et le sommet du corps central 444 de la portion de liaison 442 du ressort double 44. Par exemple, la section du corps supérieur 446 de la portion de liaison 442 présente une forme sensiblement de triangle dont les sommets sont arrondis.
En position montée du ressort double 44 dans les patins sectorisés 30 selon la deuxième variante du troisième mode de réalisation de l’invention, telle que représentée à la , les pattes d’appui 440 sont montées dans les canaux de maintien 314 de deux patins sectorisés 30 adjacents et la portion de liaison 442 de chaque ressort 40 est comprimée radialement dans la portion engagée 310 pour permettre une déformation élastique du ressort 40 et exercer une force radiale à la fois contre la paroi intérieure 214 du rail de guidage 212 et la paroi intérieure 312 du canal de maintien 314. De plus, le pilotage du jeu J constant s’effectue seulement lors du cycle de fonctionnement de la turbomachine, par la force centrifuge générée par la vitesse très élevée de rotation de la turbomachine.
Selon la deuxième variante du deuxième mode de réalisation de l’invention, en position montée de chaque ressort double 44 dans les patins sectorisés 30, la force tangentielle exercée par chaque ressort double 44 provoque le déplacement de la totalité des patins sectorisés 30 vers l’axe X et forme ainsi un anneau continu coaxial avec le rotor 50. De plus, le pilotage du jeu J constant s’effectue, par la force radiale exercée par chaque ressort double 44 à la fois pendant la phase selon laquelle la turbomachine est à l’arrêt et pendant son cycle de fonctionnement.
L’ensemble 10 de turbomachine selon l’invention permet ainsi de maintenir un jeu J constant entre le stator 30 et le rotor 50, tout au long du cycle de fonctionnement de l’ensemble 10 grâce à la présence d’un ou plusieurs ressort(s) 40 et au déplacement compensateur des patins sectorisés selon la direction radiale. De telles caractéristiques permettent de maintenir des performances et un rendement constant de la turbomachine et ainsi d’augmenter sa durée de vie. De plus, lors du cycle de fonctionnement d’un tel ensemble 10 de turbomachine, aucun phénomène de frottement entre le stator 100 et le rotor 50 n’est présent, ce qui limite considérablement l’usure de ces deux pièces par rapport à un ensemble 10 selon l’état de la technique et évite les échanges de pièces et les coûts de maintenance associés.
ENSEMBLE POUR TURBOMACHINE D’AÉRONEF, L’ENSEMBLE ÉTANT ÉQUIPÉ D’UN SYSTÈME ANTI-ACCRÉTION Domaine technique de l'invention La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d’aéronef et notamment des turbomachines d’aéronef à double corps et à double flux. Elle concerne plus particulièrement un ensemble pour une turbomachine équipé d’un système anti-accrétion. L’invention concerne également une turbomachine notamment d’aéronef comprenant un tel ensemble.
Arrière-plan technique De manière connue, un aéronef tel qu’un avion ou un hélicoptère comporte une ou plusieurs turbomachines pour permettre la propulsion de l’aéronef. Une turbomachine s’étend axialement selon un axe de turbomachine et comporte d’amont vers l’aval, par référence à l’écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine pour entraîner en rotation le compresseur. La turbomachine comprend une veine primaire dans laquelle circule un flux d’air destiné à la chambre de combustion et une veine secondaire dans laquelle circule un flux d’air destiné à la propulsion.
On obtient à l’issue de ces étapes la configuration montrée sur la , dans laquelle les engins spatiaux ravitaillés 50 sont séparés de la station spatiale de ravitaillement 10, et peuvent se déplacer vers leur zone de mission. La station spatiale de ravitaillement 10 se retrouve quant à elle en position initiale, prête à réaliser d’autres missions de ravitaillement.
Comme exposé ci-avant, ce procédé peut être réalisé simultanément par une pluralité de nanosatellites 12 d’une même station spatiale de ravitaillement 10, pour la réalisation simultanée de plusieurs missions de ravitaillement d’engins spatiaux 50.
Dispositif autonome de prélèvement, de transport et de pose d’un objet. Domaine technique. L’invention se rapporte au domaine technique des dispositifs autonomes et notamment des dispositifs volants articulés de prélèvement, de transport et de pose d’un objet.
Etat de la technique. L’industrie de la construction se caractérise par une très faible industrialisation des procédés et méthodes d’exécution. Les enjeux environnementaux étant de plus en plus entrés dans les mœurs depuis quelques années, le recours aux sources d’énergie renouvelable est devenu une urgence mais le déploiement de ces dernières implique un coût d’implantation élevé.
De plus la géométrie de la zone de pose, notamment des toitures inclinées, rend complexe la livraison in-situ de certains outillages ou éléments de construction, engendrant des coûts supplémentaires. L‘usage d’engins de levage est, d’une part, fortement limité par les difficultés d’accès qui caractérisent les sites, d’autre part, inadapté à la manutention de pièce unique imposée par la capacité portante des zones de pose et, enfin, ne permet pas un positionnement précis ; il implique donc systématiquement une pose risquée pour un humain. Il est également connu d’utiliser un drone permettant de porter une charge d’un point A à un point B. Toutefois le drone ne peut être utilisé que pour déposer l’objet sur une surface plane. En effet, il n’est pas connu de pouvoir déposer un objet sur un plan incliné avec un drone, à moins de le lâcher avec un risque de chute et/ou de casse de l’objet ou de le suspendre avec une perte de précision, puisque par principe un drone lorsqu’il est incliné avance dans la direction de son inclinaison.
L’invention se place donc dans ce contexte et cherche à résoudre l’ensemble des inconvénients précités. Ainsi, l’invention cherche à proposer un dispositif de prélèvement, de transport et de pose, capable de fixer, soulever, transporter et déposer de manière précise et autonome un objet en zone d’accès difficile, pénible ou dangereuse et notamment une zone inclinée et/ou à faible capacité portante.
Présentation de l’invention. L’invention a pour objet un dispositif autonome de préhension, de transport et de pose d’un objet, comportant un premier châssis et un deuxième châssis monté mobile sur le premier châssis, dans lequel le premier châssis supporte au moins un propulseur du dispositif, dans lequel le deuxième châssis comporte au moins un organe de préhension d’un objet, le dispositif est remarquable en ce qu’il comporte un système d’actionnement apte à modifier l’inclinaison du deuxième châssis par rapport au premier châssis et en ce qu’il comporte une unité de contrôle de l’organe de préhension et du système d’actionnement , l’unité de contrôle étant apte à recevoir une instruction de préhension ou de relâchement d’un objet et étant agencée pour contrôler l’organe de préhension en fonction de ladite instruction et étant agencée pour contrôler le système d’actionnement pour modifier l’inclinaison du deuxième châssis en fonction de ladite instruction reçue.
Selon une configuration, les traverses amont et aval 82, 84 sont parallèles entre elles et reliées par les premier et deuxième montants 80.1, 80.2. Ainsi les traverses amont et aval 82, 84 ainsi que les premier et deuxième montants 80.1, 80.2 forment un cadre délimitant l’ouverture latérale 64.
Selon une particularité de l’invention, la traverse aval 84 comprend au moins une face formant un déflecteur aval 86 configuré pour dévier vers l’extérieur et l’extrémité amont de la nacelle 54 le flux d’air dévié par le système de déviation 72 afin qu’il n’impacte pas la paroi extérieure 68.2 de la partie aval 54.2 de la nacelle 54.
Le déflecteur aval 86 s’étend entre des première et deuxième extrémités, reliées respectivement aux premier et deuxième montants 80.1, 80.2, et présente dans des plans longitudinaux une section transversale, sensiblement constante de la première extrémité jusqu’à la deuxième extrémité.
Selon un agencement, le déflecteur aval 86 est positionné approximativement dans le prolongement du système de déviation 72, plus particulièrement de son (ses) panneau(x) 72.1, lorsque le système de déviation 72 est dans la position déployée de sorte que le flux d’air dévié par le système de déviation 72 impacte le déflecteur aval 86 et soit dévié par ce dernier.
Le déflecteur aval 86 comprend une surface courbe S86 qui s’étend entre des bords intérieur et extérieur 88.1, 88.2, reliant les première et deuxième extrémités, le bord intérieur 88.1 étant plus proche du système de déviation 72 que le bord extérieur 88.2. Cette surface courbe S86 présente dans des plans longitudinaux une courbure concave sensiblement constante de la première extrémité jusqu’à la deuxième extrémité. Cette courbure concave est adaptée pour dévier le flux d’air dévié par le système de déviation 72 vers l’extérieur et l’extrémité amont de la nacelle 54.
Les bords intérieur et extérieur 88.1, 88.2 présentent un rayon de courbure sensiblement identique à celui de la nacelle 54 pour permettre au déflecteur aval 86 d’être positionné dans la cavité 70 lorsque le dispositif d’inversion de poussée est à l’état inactivé.
Selon une configuration, le bord intérieur 88.1 est positionné dans un premier plan transversal P1 et le bord extérieur 88.2 est positionné dans un deuxième plan transversal P2 décalé vers l’amont par rapport au premier plan transversal P1.
Selon un mode de réalisation visible sur la , la traverse aval 84 est une structure creuse. La traverse aval 84 comprend au moins une première paroi 84.1 qui forme le déflecteur aval 86, une paroi intérieure 84.2 reliée à la première paroi 84.1 au niveau du bord intérieur 88.1 ainsi qu’une paroi extérieure 84.3 reliée à la première paroi 84.1 au niveau du bord extérieur 88.2. La paroi intérieure 84.2 peut être sensiblement cylindrique. Selon un agencement, la paroi extérieure 84.3 est cylindrique ou tronconique et s’évase en direction de l’extrémité amont de la nacelle. Ainsi, dans un plan longitudinal, la paroi extérieure 84.3 forme avec la direction longitudinale un angle α compris entre 0 et 45°. Le fait de faire varier l’angle α permet d’augmenter la dimension du déflecteur aval 86 et de contrôler l’efficacité du flux d’air dévié.
Selon un autre mode de réalisation visible sur la , le déflecteur aval 86 comprend une extension 90, positionnée au niveau du bord extérieur 88.2, qui présente une surface intérieure S90, orientée vers le conduit annulaire 56, prolongeant la surface courbe S86. L’extension 90 se présente sous la forme d’une plaque et la surface intérieure S90 est tronconique et évasée en direction de l’extrémité amont de la nacelle 54.
Selon un mode de réalisation, le déflecteur aval 86 est intégré à la traverse aval 84 du support 78. Cette dernière peut être métallique ou réalisée en matériau composite. Elle peut être pleine ou creuse. Selon ce mode de réalisation, l’une des faces de la traverse aval 84 forme la surface courbe S86 du déflecteur aval 86, la surface courbe S86 s’étendant du premier montant 80.1 jusqu’au deuxième montant 80.2.
Selon un autre mode de réalisation, le déflecteur aval 86 est indépendant du support 78.
Quel que soit le mode de réalisation, l’ouverture latérale 64 est délimitée par un bord aval 64.1. En complément, le système d’orientation 74 comprend au moins un déflecteur aval 86 positionné au niveau du bord aval 64.1 de l’ouverture latérale 64 et configuré pour dévier vers l’extrémité amont de la nacelle 54 le flux d’air dévié par le système de déviation 72 afin qu’il n’impacte pas la paroi extérieure 68.2 de la partie aval 54.2 de la nacelle 54. Ainsi, cette paroi extérieure 68.2 n’a pas besoin d’être renforcée pour résister au flux d’air dévié par le dispositif d’inversion de poussée.
Nacelle d’aéronef équipée d’au moins un dispositif d’inversion de poussée comprenant au moins un déflecteur longitudinal, aéronef comprenant au moins un ensemble de propulsion comportant une telle nacelle La présente demande se rapporte à une nacelle d’aéronef équipée d’au moins un dispositif d’inversion de poussée comprenant au moins un déflecteur longitudinal ainsi qu’à un aéronef comprenant au moins un ensemble de propulsion d’aéronef comportant une telle nacelle.
Pour la suite de la description, une direction longitudinale est parallèle à l’axe de rotation A18. Un plan longitudinal est un plan contenant l’axe de rotation A18 et un plan transversal est un plan perpendiculaire à l’axe de rotation A18. Les notions avant/amont et arrière/aval font référence au sens d’écoulement d’un flux d’air dans la nacelle 20, ce dernier s’écoulant de l’avant (de l’amont) vers l’arrière (l’aval).
La nacelle 20 a une forme approximativement tubulaire et délimite avec la motorisation 18 un conduit annulaire 22 dans lequel s’écoule un flux d’air secondaire. La nacelle 20 comprend une section amont 24, appelée entrée d’air, une section médiane 26 dans laquelle est positionnée la soufflante de la motorisation 18 et une section aval 28 qui présente un bord de fuite 30. L’aéronef 10 comprend, au niveau de la surface extérieure de son fuselage, au moins une sonde 32, comme une sonde anémométrique par exemple.
Pendant un fonctionnement normal ou standard de l’ATS 10, le dispositif de coupure de pale 100 et l’organe turbine 80 ne sont pas en contact l’un avec l’autre et la distance d’espacement fonctionnel 115 correspondante est une valeur supérieure à 0 cm. Par exemple, dans un exemple non limitatif dans lequel l’organe turbine 80 est parfaitement équilibré, l’organe turbine 80 ne subit aucun mouvement de translation (par exemple de translation axiale) pendant la rotation. Dans un autre exemple où un petit déséquilibre de rotation est présent dans l’organe turbine 80, l’organe turbine 80 est déplacé en translation d’une petite quantité, telle qu’entre 0 et 30 cm dans un exemple non limitatif. Il est entendu que sous un fonctionnement normal ou standard, la distance d’espacement fonctionnel 115 définit une valeur standard représentant un seuil ou une tolérance pour des déséquilibres de rotation. Par exemple, la distance d’espacement fonctionnel 115 peut définir une valeur standard entre 0,1 et 10 cm, dont entre 0,1 et 5 cm, ou entre 0,2 et 4 cm, ou entre 0,2 et 3 cm, ou entre 0,5 et 3 cm, dans certains exemples non limitatifs.
En passant à la , une partie de l’ATS 10 est illustrée avec le système de confinement 70, l’organe turbine 80 et le dispositif de coupure de pale 100 assemblés comme représenté. La bague de confinement 72 encercle l’organe turbine 80.
Dans l’exemple illustré, l’organe turbine 80 est représenté avec un changement de position comparativement à un fonctionnement normal ou standard. Un tel changement de position peut découler d’un déséquilibre de rotation de l’organe turbine 80, ou d’une translation de l’arbre de turbine 50, ou similaires, dans des exemples non limitatifs. Dans l’exemple représenté, le changement de position de l’organe turbine 80 comporte un décalage axial du moyeu central 82 de sorte que la distance d’espacement fonctionnel 115 ( ) soit réduite par rapport à sa valeur standard.
Lorsque la distance d’espacement fonctionnel 115 ( ) est réduite à 0 cm, le dispositif de coupure de pale 100 est en contact avec les pales 90 en rotation et retire du matériau de pale. Dans un exemple non limitatif de fonctionnement, l’organe turbine 80 peut exercer au moins une force axiale sur le joint d’étanchéité 40 et provoquer une fragmentation du joint d’étanchéité 40, fournissant un contact entre les pales 90 et le dispositif de coupure de pale 100. Dans un autre exemple non limitatif de fonctionnement, le joint d’étanchéité 40 peut rester en place sans fragmentation pendant un contact entre les pales 90 et le dispositif de coupure de pale 100.
Une coupure 94 exemplaire est illustrée, s’étendant dans la pale 90 en conséquence d’un contact avec le dispositif de coupure de pale 100. Il est entendu que la coupure 94 s’étend au moins le long de la longueur de corde axiale 97 ( ). La coupure 94 peut définir une profondeur de coupure 94D dans la pale 90. Dans l’exemple non limitatif représenté, la profondeur de coupure 94D est définie axialement à partir du bord de fuite 96. Il est entendu que la profondeur de coupure 94D peut être définie par rapport à toute surface de la pale 90 sur laquelle le dispositif de coupure de pale 100 est en contact.
Avec la rotation continue de l’organe turbine 80 et la progression de la coupure 94, une séparation 98 telle qu’une fissuration, un morcellement, ou similaires, peut spontanément se former le long de la pale 90 en raison de contraintes de matériau au sein de la pale 90. La séparation 98 peut se propager à travers la pale 90 de sorte que la pale 90 soit dégagée de la plateforme 84 ( ). Il est entendu que le dispositif de coupure de pale 100 ne doit pas nécessairement former la coupure 94 entièrement à travers la pale, étant donné que la séparation 98 peut se former avec la présence d’une coupure 94 partielle. Par exemple, des contraintes de matériau au niveau de pied 92 de la pale 90 peuvent contribuer à la formation spontanée de la séparation 98 lorsque la coupure 94 s’étend partiellement à travers la pale 90. Il est de plus envisagé que la profondeur de coupure 94D puisse être une quantité prédéterminée basée sur la longueur de corde axiale 97. Dans certains exemples non limitatifs, la profondeur de coupure 94D peut être une valeur non nulle entre 0 et 60 % de la longueur de corde axiale 97, ou une valeur non nulle entre 0 et 50 % de la longueur de corde axiale 97, ou une valeur non nulle entre 0 et 40 % de la longueur de corde axiale 97, ou une valeur non nulle entre 0 et 30 % de la longueur de corde axiale 97.
De cette manière, le dispositif de coupure de pale 100 peut être configuré pour libérer ou dégager une ou plusieurs pales 90 dans le cas dans lequel l’organe turbine 80 subit un changement de position, dont une condition de déséquilibre ou un mouvement de translation comme décrit ci-dessus. Avec le retrait d’une ou de plusieurs pales 90, les forces motrices sont réduites ou supprimées et la vitesse de rotation de l’organe turbine 80 est ralentie. De plus, les pales 90 ou fragments dégagé(e)s peuvent être capturé(e)s par le système de confinement 70, ce qui empêche des fragments à haute énergie de sortir du conduit 38.