INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le dénombrement partiel par comptage représente un verrou important en entomologie, du fait de la taille millimétrique des individus et des effectifs potentiellement importants, qui impose la plupart du temps d’avoir recours à des échantillons réduits, au risque de leur faible représentativité ou de l’utilisation d’outils optiques de grossissement.
Avant l’élevage, la lutte contre les ravageurs a vu la mise au point, dans les années 60, de compteurs électroniques. Parmi ceux-ci, on notera des inconvénients liés à des limites d’effectifs (inférieur à 200), d’insectes morts et de support (liquide). Ce dispositif n’est pas adapté pour le dénombrement d’effectif important d’insectes vivants.
Alternativement, la réserve d’ergol à niveau bas en ergol de la station spatiale peut être remplacée, au niveau du corps principal, par une réserve pleine.
La représente de manière schématique une station spatiale de ravitaillement conforme à l’invention.
La représente une vue en perspective d’un nanosatellite de la station spatiale de ravitaillement de la .
La représente un diagramme en blocs illustrant les différentes étapes d’un procédé selon l’invention de ravitaillement d’un engin spatial en orbite.
La illustre une étape initiale d’un exemple de procédé selon l’invention pour le ravitaillement d’un engin spatial en orbite, au moyen d’une station spatiale de ravitaillement conforme à l’invention.
La illustre des étapes suivantes de ce procédé.
La illustre de manière schématique un exemple des étapes de liaison fluidique entre la station spatiale de ravitaillement et l’engin spatial, pour le ravitaillement dudit engin spatial en ergols, lors de la mise en œuvre de ce procédé.
La illustre des étapes finales de ce procédé.
On notera que les figures ne sont pas à l’échelle, certains éléments ayant été volontairement grossis par rapport à d’autres pour permettre une meilleure compréhension de l’invention.
Un exemple de station spatiale de ravitaillement 10 conforme à l’invention, destinée au ravitaillement en ergol(s) d’un engin spatial en orbite autour d’un corps céleste, est représenté de manière schématique sur la .
Cette station spatiale comporte un corps principal 11 et une pluralité de nanosatellites 12.
Le corps principal 11 porte un premier module de propulsion 13, muni de tuyères 14, pour la réalisation de ses déplacements et son maintien à poste. Dans l’exemple de réalisation montré sur la figure, ces tuyères sont au nombre de sept, un tel nombre n’étant nullement limitatif de l’invention. Ce premier module de propulsion 13 est associé à une cuve, non représentée sur la figure, contenant les ergols nécessaires à son fonctionnement.
Le corps principal 11 porte également des panneaux solaires 15, classiques en eux-mêmes, pour son alimentation électrique.
Il porte également tous les systèmes embarqués classiques nécessaires à son fonctionnement autonome.
La station spatiale 10 comporte, au niveau du corps principal 11, au moins une réserve d’ergol de ravitaillement 16. Dans le mode de réalisation particulier représenté sur la figure, ces réserves d’ergol de ravitaillement 16 sont au nombre de trois, un tel nombre n’étant nullement limitatif de l’invention. Chaque réserve d’ergol de ravitaillement 16 est reliée à un circuit fluidique de ravitaillement 17. Dans cet exemple de réalisation, chaque réserve d’ergol 16 est reliée à un seul circuit fluidique 17, et chaque circuit fluidique 17 est relié à une seule réserve d’ergol 16. Chaque réserve d’ergol 16 peut autrement être reliée à plusieurs circuits fluidiques 17, et/ou chaque circuit fluidique 17 peut être relié à plusieurs réserves d’ergol 16, selon toute combinaison possible. Dans de tels cas, les circuits fluidiques 17 sont équipés de vannes multivoies, pour leur connexion fluidique avec l’une ou l’autre des réserves d’ergol 16.
Plus particulièrement, le gicleur 3 comporte un conduit interne 14, agencé dans le corps tubulaire 11 et espacé de celui-ci. Une extrémité aval du conduit interne 14 débouche sensiblement au niveau de la sortie de fluide 13 du gicleur 3.
Un tel agencement définit un volume intermédiaire 19 situé entre le conduit interne 14 et le corps tubulaire 11 du gicleur 3 créant un passage d'écoulement pour le fluide moteur.
Le volume intermédiaire 19 est notamment de forme annulaire. En effet, selon l’exemple présenté, le volume intermédiaire 19 est délimité entre le conduit interne 14 et le corps tubulaire 11 du gicleur 3, qui sont deux pièces tubulaires concentriques.
De plus, le gicleur 3 selon l’invention peut également comporter un nombre N de conduit(s) d’injection 15, où N et supérieur ou égal à 1. En particulier, le nombre N de conduit(s) d’injection 15 est inférieur ou égal à 5.
Le nombre N de conduit(s) d’injection 15 peut cependant être plus grand dans le cas d’éjecteur de grande taille. Préférentiellement, N est un nombre impair, notamment égal à 3 ou 5.
Le conduit d’injection 15 est logé dans le corps tubulaire 11 du gicleur 3 en amont du conduit interne 14.
Une première extrémité 15a du conduit d’injection 15, agencée en amont, est raccordée au corps tubulaire 11 et débouche au niveau d’un orifice d’admission 16 prévu dans le corps tubulaire 11, en amont du conduit interne 14.
Selon un exemple particulier, le corps tubulaire 11 comporte un nombre M1 d’orifice(s) d’admission 16 égal au nombre N de conduit(s) d’injection 15.
Toutefois, selon une alternative de réalisation, le corps tubulaire 11 peut comporter un nombre M2 d’orifice(s) d’admission 16 inférieur au nombre N de conduit(s) d’injection 15, les conduits d’injection 15 pouvant se séparer au moins en deux en aval de l’orifice d’admission 16.
De même, selon une autre alternative de réalisation, le corps tubulaire 11 peut comporter un nombre M3 d’orifices d’admission 16 supérieur au nombre N de conduit(s) d’injection 15, les conduits d’injection 15 pouvant être alimenté par au moins en deux orifices d’admission 16.
Une seconde extrémité 15b du conduit d’injection 15, agencée en aval, débouche dans le conduit interne 14 du gicleur 3, au niveau d’un orifice de refoulement 17, en particulier en amont de la sortie de fluide 13, préférentiellement au niveau de l’extrémité amont du conduit interne 14.
Selon un exemple particulier, le conduit interne 14 comporte un nombre P1 d’orifice(s) de refoulement 17 égal au nombre N de conduit(s) d’injection 15.
Toutefois, selon une alternative de réalisation, le conduit interne 14 peut comporter un nombre P2 d’orifice(s) de refoulement 17 inférieur au nombre N de conduit(s) d’injection 15, au moins deux conduits d’injection 15 pouvant se regrouper en amont d’un des orifices de refoulement 17.
De même, selon une autre alternative de réalisation, le conduit interne 14 peut comporter un nombre P3 d’orifices d’admission 16 supérieur au nombre N de conduit(s) d’injection 15, les conduits d’injection 15 pouvant se séparer au moins en deux en amont des orifices de refoulement 17.
Par ailleurs, le conduit d’injection 15 peut être incliné par rapport à l’axe d’extension X de l’éjecteur 1. En particulier, le conduit d’injection 15 s’étend par exemple selon un axe d’injection Y incliné d’un angle d’inclinaison α par rapport à l’axe d’extension X de l’éjecteur 1. En particulier, l’angle d’inclinaison α de l’axe d’injection Y peut être compris entre 20° et 90°.
Selon un mode de relation, tous les conduits d’injection 15 peuvent présenter un même angle d’inclinaison α par rapport à l’axe d’extension X de l’éjecteur 1. Alternativement, au moins une partie des conduits d’injection 15 peuvent présenter des angles d’inclinaison α par rapport à l’axe d’extension X de l’éjecteur 1 différents.
Cependant, l’utilisation d’un transformateur tournant triphasé génère des pertes Joules et des pertes fer importantes.
En outre, le facteur de puissance est inférieur ou égal à 0,5.
Le faible rendement du système de dégivrage nécessite que le transformateur triphasé soit configuré pour transférer une puissance électrique importante augmentant l’encombrement et la masse dudit transformateur.
A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des aéronefs. Pour cela, l’invention concerne un dispositif de stockage d’énergie comportant un transformateur rotatif.
Le transformateur rotatif comprend une partie fixe formant un stator comportant des bobines statoriques reliées en série, et une partie mobile formant un rotor.
La partie mobile comporte :
- deux arbres concentriques creux formant un conduit d’alimentation et un conduit de refoulement,
- une pluralité de compartiments,
- une pluralité de canaux d’admission reliant les compartiments au conduit d’admission et une pluralité de canaux de refoulement reliant les compartiments au conduit de refoulement,
les deux arbres concentriques creux, les canaux d’admission et de refoulement et les compartiments formant une enceinte cryogénique.
La partie mobile comporte en outre des bobines rotoriques supraconductrices reliées en série, chaque bobine rotorique étant insérée dans un compartiment de sorte qu’un fluide cryogénique s’écoulant dans le conduit d’admission refroidit chaque bobine rotorique et le fluide cryogénique réchauffé est évacué dans le conduit de refoulement par l’intermédiaire des canaux d’admission et de refoulement.
Le rotor et le stator sont coaxiaux et séparés par un entrefer de sorte qu’un champ magnétique généré par les bobines statoriques induit un courant dans les bobines rotoriques lors de la rotation du rotor.
L’enceinte cryogénique comprend en outre un circuit de stockage d’énergie électrique relié aux bobines rotoriques.
Le terme cryogénique se réfère à des températures proches de 0 Kelvin, par exemple 4 Kelvin de sorte que les éléments électriques disposés dans l’enceinte cryogénique présentent une résistance électrique nulle.
L’implantation de bobines rotoriques supraconductrices et du circuit de stockage d’énergie électrique dans l’enceinte cryogénique permet de stocker de l’énergie électrique dans la partie mobile sans pertes.
le module de commande local étant conçu pour recevoir les commandes en : identifiant une parmi plusieurs plages de valeurs prédéfinies, dans laquelle se trouve chaque signal analogique à un instant donné, chaque commande étant associée à une ou plusieurs des plages de valeurs ; et déterminant la commande reçue comme étant celle associée à la ou aux plages de valeurs identifiées.
Cependant, la demande de brevet français publiée sous le numéro FR 3 115 078 A1 n’aborde pas le problème de la remontée des informations de fonctionnement.
Il peut ainsi être souhaité de prévoir un système d’inversion de poussée qui permette de s’affranchir d’au moins une partie des problèmes et contraintes précités.
Il est donc proposé un système d’inversion de poussée pour un aéronef, comportant : un capot d’inversion de poussée conçu pour être sélectivement déplacé entre une position repliée pour laisser inchangée la poussée d’une turbomachine de l’aéronef et une position déployée pour inverser la poussée de la turbomachine ; un actionneur électrique du capot ; un module de commande local comportant un port d’entrée analogique ; une connexion filaire analogique, dite de commande, entre un module de commande global et l’entrée analogique du module de commande local ; le module de commande local étant conçu pour recevoir, par la connexion de commande et l’entrée analogique, des commandes de déplacement depuis le module de commande global afin de commander l’actionneur électrique de manière à déplacer le capot, ces commandes de déplacement incluant : une commande de repli pour déplacer le capot dans sa position repliée, et une commande de déploiement pour déplacer le capot dans sa position déployée ; et le système étant caractérisé en ce que le module de commande local comporte en outre une sortie numérique d’émission, distincte de l’entrée analogique, le module de commande local étant conçu pour transmettre des informations de fonctionnement du système d’inversion de poussée par la sortie numérique.
Grâce à l’invention, il est possible de récupérer les informations de fonctionnement afin par exemple de faciliter les opérations de maintenance.
De façon optionnelle, lequel le module de commande local est conçu pour transmettre les informations de fonctionnement par la sortie numérique d’émission, en mettant en œuvre un ou plusieurs protocoles de communication numérique parmi : CAN, et/ou RS, et/ou SPI, et/ou série.
De façon optionnelle également, le module de commande local comporte un microprocesseur muni d’une première unité logicielle pour recevoir les commandes de déplacement, et d’une deuxième unité logicielle, distincte de la première unité logicielle, pour transmettre les informations de fonctionnement.
De façon optionnelle également, le microprocesseur comporte une première partition pour la première unité logicielle et une deuxième partition pour la deuxième unité logicielle.
De façon optionnelle également, le microprocesseur est muni d’un même cœur hébergeant les première et deuxième unités logicielles.
De façon optionnelle également, le microprocesseur est muni de deux cœurs distincts hébergeant respectivement la première unité logicielle et la deuxième unité logicielle.
De façon optionnelle également, les informations de fonctionnement comportent au moins un parmi : un nombre de démarrage du module de commande local, une durée de fonctionnement du module de commande local, un état dans lequel se trouve le système d’inversion de poussée, un historique des commandes reçues, une position d’un moteur électrique de l’actionneur, une vitesse du moteur électrique, un couple du moteur électrique, un message de panne.
De façon optionnelle également, le module de commande local est conçu pour recevoir les commandes de déplacement en : – identifiant une parmi plusieurs plages de valeurs prédéfinies, dans laquelle se trouve chaque signal analogique à un instant donné, chaque commande étant associée à une ou plusieurs des plages de valeurs ; et – déterminant la commande reçue comme étant celle associée à la plage de valeurs identifiée.
Il est également proposé une installation pour un aéronef comportant : un système d’inversion de poussée selon l’invention ; un système de réception des informations de fonctionnement ; et une connexion numérique entre la sortie numérique d’émission et le système de réception.
De façon optionnelle, le système de réception est conçu pour enregistrer les informations de fonctionnement, en particulier pendant un ou plusieurs vols de l’avion.
De façon optionnelle également, le système de réception comporte un port de sortie conçu pour être connecté à un équipement de maintenance mobile, le système de collecte étant conçu pour fournir les informations de fonctionnement enregistrées à l’équipement de maintenance mobile par le port de sortie.
De façon optionnelle également, le système de réception comporte une interface de communication sans fil avec un système de réception au sol, l’interface de communication sans fil étant par exemple une parmi : une interface Wifi, une interface 3G, 4G ou 5G, le système de réception étant conçu pour fournir les informations de fonctionnement enregistrées au système de réception par cette interface de communication sans fil.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la , il est représenté un ensemble propulsif 1 configuré pour permettre le déplacement d’un aéronef. L’ensemble propulsif 1 s’étend longitudinalement selon un axe X et est configuré pour participer à la propulsion de l’aéronef par accélération d’un flux d’air A circulant d’amont en aval. Les termes « amont » et « aval » se réfèrent à l’axe X qui s’étend depuis l’amont vers l’aval de l’ensemble propulsif 1, comme représenté sur la .
L’ensemble propulsif 1 comprend une soufflante 2 configurée pour tourner autour de l’axe longitudinal X, de manière à générer un flux d’air A entrant pour alimenter une turbomachine à gaz 3 et générer de la poussée en fonction d’un taux de dilution.
Pour cela, la turbomachine à gaz 3 comprend, successivement d’amont en aval, un compresseur 31, une chambre de combustion 32 et une turbine à gaz 33. Le compresseur 31 est configuré pour recevoir le flux d’air A entrant issu de la soufflante 2 et le comprimer, de manière à alimenter la chambre de combustion 32. Dans la chambre de combustion 32, la combustion entre le flux d’air A comprimé et un flux de carburant Q génère un flux d’air d’échappement AE qui entraine la turbine à gaz 33 en rotation entrainant ainsi le compresseur 31 et la soufflante 2.
En particulier, dans cet exemple, en référence à la , le compresseur 31 comprend un étage basse pression 31B et un étage haute pression 31H. L’étage basse pression 31B et l’étage haute pression 31H permettent de comprimer progressivement le flux d’air A pour atteindre un rapport de pression prédéterminé et permettre l’introduction d’un flux d’air A suffisamment comprimé dans la chambre de combustion 32. Une telle turbomachine à gaz 3 est connue de l’homme du métier et son fonctionnement ne sera pas décrit plus en détail dans ce document.
Selon un aspect de l’invention, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par du carburant Q stocké dans un réservoir cryogénique R. En particulier, dans le réservoir cryogénique R, le carburant Q est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins). A cette température, le flux de carburant Q est liquide. Dans cet exemple, le carburant Q est de l’hydrogène mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié.
Comme représenté sur la , un circuit de carburant CQ relie le réservoir cryogénique R à la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3, de manière à l’alimenter avec un flux de carburant Q circulant dans le circuit de carburant CQ.
Il est également représenté sur la , un système de refroidissement S de la turbomachine à gaz 3 selon une forme de réalisation de l’invention. En particulier, le système de refroidissement S est configuré pour refroidir la turbine à gaz 33 de la turbomachine à gaz 3 à partir d’un flux d’air prélevé dans le compresseur 31.
Pour cela, le système de refroidissement S comprend un premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième circuit de refroidissement CD2. Le premier circuit de refroidissement CD1 est configuré pour prélever un premier flux d’air D1 dans le compresseur 31 et pour l’injecter dans la turbine à gaz 33. De manière analogue, le deuxième circuit de refroidissement CD2 est configuré pour prélever un deuxième flux d’air D2, distinct du premier flux d’air D1, dans le compresseur 31 et pour l’injecter dans la turbine à gaz 33.
Dans cet exemple dans lequel le compresseur 31 comprend un étage basse pression 31B et un étage haute pression 31H, le premier flux d’air D1 est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression 31B et le deuxième flux d’air D2 est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression 31H, comme représenté sur la .
Il est représenté un système de refroidissement S comprenant deux circuits de refroidissement CD1, CD2 montés entre le compresseur 31 et la turbine à gaz 33, cependant, il va de soi que le système de refroidissement S pourrait comprendre un nombre différent de circuits de refroidissement, en particulier un nombre supérieur à deux.
Selon un aspect de l’invention, en référence aux figures 2 et 3, le système de refroidissement S comprend une boucle de circulation CF d’un fluide caloporteur F. De préférence, la boucle de circulation CF est une boucle fermée dans laquelle circule le fluide caloporteur F, par exemple de l’azote, stocké dans un réservoir de fluide caloporteur 4. L’utilisation d’un fluide caloporteur F permet de faire circuler un fluide intermédiaire entre le flux de carburant Q et les flux d’air D1, D2, comme cela sera décrit plus en détails par la suite, permettant avantageusement de s’affranchir de tout risque de contact entre le flux de carburant Q et les flux d’air D1, D2.
Pour permettre la circulation du fluide caloporteur F, le système de refroidissement S comprend une pompe 5, de préférence à entrainement sans contact, par exemple une pompe à entrainement magnétique. De manière préférée, la pompe 5 est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F à une pression et un débit prédéfinis, permettant par exemple d’imposer une pression dans la boucle de circulation CF supérieure à la pression du flux de carburant Q dans le circuit de carburant CQ. A titre d’exemple, la pression dans la boucle de circulation CF est supérieure ou égale à 3,4x10 6 Pa (34 bar) et la température est supérieure ou égale à -147 °C (126 K), permettant la circulation de l’azote dans un état supercritique, ce qui permet un écoulement stable du fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF.
Pour permettre un refroidissement du premier flux d’air D1 et du deuxième flux d’air D2 avant qu’ils soient introduits dans la turbine à gaz 33, comme représenté sur les figures 2 et 3, le système de refroidissement S comprend un premier échangeur de chaleur 61, un deuxième échangeur de chaleur 62 et un troisième échangeur de chaleur 63 montés dans la boucle de circulation CF du fluide caloporteur F.
En particulier, le premier échangeur de chaleur 61 est monté à la fois dans le premier circuit de refroidissement CD1 et dans la boucle de circulation CF et est configuré pour refroidir le premier flux d’air D1 lors de la circulation du fluide caloporteur F. Autrement dit, le premier flux D1 est configuré pour être refroidi par des frigories transférées par le fluide caloporteur F préalablement refroidi. De manière analogue, le deuxième échangeur de chaleur 62 est monté à la fois dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 et dans la boucle de circulation CF et est configuré pour refroidir le deuxième flux d’air D2 lors de la circulation du fluide caloporteur F.
Le troisième échangeur de chaleur 63 est monté à la fois dans la boucle de circulation CF et dans le circuit de carburant CQ et est configuré pour refroidir le fluide caloporteur F à partir de la circulation du flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R. En effet, le flux de carburant Q représente une source froide importante qui permet de refroidir le fluide caloporteur F permettant à ce dernier de refroidir par la suite le premier flux d’air D1 et le deuxième flux d’air D2, comme cela sera décrit plus en détails par la suite. En parallèle, le flux de carburant Q peut avantageusement être réchauffé les flux d’air D1, D2 avant d’être injecté dans la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3.
Selon un aspect de l’invention, la boucle de circulation CF est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F successivement dans le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63. La boucle de circulation CF permet ainsi de refroidir successivement le deuxième flux d’air D2 et le premier flux d’air D1 issus du compresseur 31. Ainsi, dans l’exemple dans lequel le premier flux d’air D1 est issu de l’étage basse pression 31B du compresseur 31 et le deuxième flux d’air D2 est issu de l’étage haute pression 31H, le fluide caloporteur F est configuré pour refroidir en premier lieu le deuxième flux d’air D2 issu de l’étage haute pression 31H qui est plus chaud que le premier flux d’air D1 issu de l’étage basse pression 31B. En effet, plus la pression est élevée, plus le flux d’air possède une température élevée. Autrement dit, le deuxième flux d’air D2 plus chaud en sortie du compresseur 31 peut être refroidi de manière plus efficace par le fluide caloporteur F froid. De manière incidente, le premier flux d’air D1 moins chaud que le deuxième flux d’air D2 nécessite moins de frigories pour être refroidi et est donc refroidi par un fluide caloporteur F moins froid puisqu’il a déjà transféré des frigories au deuxième flux d’air D2.
Il est également proposé un aéronef comportant : une turbomachine ; et un système d’inversion de poussée selon l’invention ou bien une installation selon l’invention.