INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
En référence à la , on décrit une variante de réalisation. Sur cette figure, tous les éléments analogues à ceux qui viennent d'être décrits sont désignés par les mêmes références, à l'exception de l'organe de retenue qui, étant légèrement différent, est cette fois désigné par les mêmes références augmentées de 100. Dans la variante de la , l'organe de retenue 114 présente globalement la même forme que l'organe de retenue 14, c'est-à-dire une forme en U, avec une partie fendue 114A formant une patte fendue et formant une branche du U, une partie de fixation 114C par laquelle l'organe de retenue est fixé à la périphérie externe du tube 1 formant l'autre branche, et une partie d'entretoise 114B s'étendant entre les deux branches. La partie fendue 114A présente une fente 115 analogue à la fente 15 précédemment décrite.
La variante concerne le fait que l'organe de retenue 114 présente en outre des rebords de calage entre lesquels s'étend la fente 115. En l'espèce, ces rebords de calage sont formés par des ailes 114A' et 114A" de la partie fendue 114A. En l'espèce, ces ailes sont repliées vers l'extérieur, de manière à caler entre elles la partie courante de la patte de retenue 16 située entre le ressaut de calage 16A et la ceinture du collier. On pourrait évidemment imaginer que ces ailes soient au contraire pliées vers l'intérieur, de manière à caler entre elles la partie d'extrémité 16B de la patte de retenue située entre le ressaut 16A et l'extrémité libre de cette patte. On pourrait encore imaginer que les rebords de calage soient chacun formés en deux parties, c'est-à-dire une partie repliée vers l'extérieur dans la région située en avant de la fente 15 pour coopérer avec la partie courante de la patte de retenue 16 et une partie repliée vers l'intérieur à l'arrière de la fente 15 pour coopérer avec l'extrémité libre 16B de la patte de retenue 16.
Les rebords de calage servent à caler latéralement la patte de retenue 16 par rapport à l'organe de retenue 14. Ils contribuent encore au maintien en position prémontée du collier pour éviter le désaxement entre ce collier et le tube. Ceci permet éventuellement d'utiliser une fente plus large favorisant l'insertion de la patte dans la fente 15 tout en assurant un bon maintien latéral. Ce maintien latéral peut au contraire être assuré par des dimensions relativement étroites de la fente.
On relève encore sur la que la partie de jonction 114B' entre la partie d'entretoise 114B et l'aile 114A de la patte de retenue est amincie, c'est-à-dire que sa largeur, mesurée selon un diamètre du tube est localement réduite. Ceci peut favoriser l'effet ressort permettant de rapprocher élastiquement la partie fendue 114A de l'axe A du premier tube lors du prémontage du collier sur ce premier tube.
Dans les deux variantes, comme on le voit notamment en considérant les figures 3, 5 et 6, la patte de retenue 16 est située à proximité d'une des extrémités de la ceinture. En l'espèce, la patte de retenue 16 est située à proximité de l'extrémité 12A de la ceinture. Il s'agit en l'espèce de l'extrémité à partir de laquelle s'étend la patte de serrage 10A qui coopère avec la tête 20B de la vis. Il pourrait bien entendu s'agir de l'autre extrémité 12B, à partir de laquelle s'étend la patte de serrage 10B qui coopère avec l'écrou 20C (avec ou sans interposition de l'entretoise 20D).
Comme on le voit sur la , la patte de retenue 16 est située dans un secteur angulaire β par rapport à l'extrémité 12A de la ceinture, à partir de laquelle s'étend la patte d'appui 10A du collier. Ce secteur angulaire β est en l'espèce inférieur à 90°, et même inférieur à 50°. Il est de l'ordre de 30° ou moins. Le secteur angulaire β dans lequel est inscrite la patte de retenue 16 est délimité entre l'extrémité 12A de la ceinture et le bord de la partie de la patte 16 qui est inséré dans la fente 15 de l'organe de retenue qui est le plus éloigné de cette extrémité 12A de la ceinture. Cette proximité entre la patte de retenue et l'extrémité de la ceinture permet de faciliter le serrage du collier, car l'extrémité 12A de la ceinture est en quelque sorte maintenue par la coopération entre la patte de retenue 16 et l'organe de retenue 14 ou 114.
Pour prémonter le collier de serrage à l'extrémité du premier tube 1, on incline d'abord le collier 10 comme on le voit sur la en formant un angle d'inclinaison α non nul entre l'axe C de la ceinture et l'axe A du premier tube. Cet angle d'inclinaison α peut en l'espèce être de l'ordre de 90°, par exemple être compris entre 70° et 120°. On insère alors la patte de retenue 16 dans la fente 15 puis on rabat le collier 10 pour passer la ceinture 12 autour de l'extrémité du premier tube pour arriver ainsi dans la position représentée sur la . On relâche alors le collier, qui se retrouve naturellement positionné autour de l'extrémité du premier tube. A cette occasion, l'effet ressort précédemment décrit peut être mis en œuvre.
VIS CONFIGUREE POUR EQUIPER UN ARTICLE ET OUTIL D’ACTIONNEMENT D’UNE TELLE VIS DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION La présente invention concerne une vis configurée pour équiper un article, notamment de maroquinerie ou bien de bijouterie, de cosmétique ou encore d’ameublement, et d’un outil d’actionnement d’une telle vis pour son assujettissement mécanique sur un tel article.
L’invention concerne aussi un tel article, notamment de maroquinerie ou bien de bijouterie, de cosmétique ou encore d’ameublement, pourvu d’au moins une première partie configurée pour être assujettie mécaniquement à un support quelconque à l’aide d’une telle vis, notamment actionnée par un tel outil.
L’invention concerne également un procédé d’assemblage et/ou de désassemblage d’un tel article à l’aide d’une telle vis par un tel outil d’actionnement.
L’invention concerne également un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant un récepteur, une machine électrique, une turbomachine et un système de transmission du type décrit ci-dessus, dans lequel le premier élément tournant du système de transmission est cinématiquement relié à un rotor de la machine électrique tandis que le deuxième élément tournant du système de transmission est cinématiquement relié à un rotor de la turbomachine, et dans lequel au moins l’une parmi la machine électrique et la turbomachine est configurée pour transmettre une puissance propulsive au récepteur.
Dans des modes de réalisation, le premier élément tournant est un arbre, le deuxième élément tournant est un manchon d’accouplement accouplé à un pignon de couplage de manière à être solidaire en rotation de ce dernier mais de sorte que le manchon d’accouplement soit libre de se déplacer axialement par rapport au pignon de couplage, et dans lequel le manchon d’accouplement est cinématiquement relié au rotor de la turbomachine par l’intermédiaire du pignon de couplage.
Dans des modes de réalisation, la machine électrique est configurée pour recevoir une puissance propulsive du premier élément tournant.
est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble propulsif d’aéronef comprenant une machine électrique, une turbomachine et un système de transmission à capacité de découplage ;
est une vue schématique en coupe axiale d’un système de transmission à capacité de découplage selon un premier mode de réalisation de l’invention pouvant faire partie de l’ensemble propulsif de la , montré dans une configuration de couplage ;
est une vue semblable à la , dans laquelle le système de transmission est montré dans une configuration de découplage ;
est une vue semblable à la , illustrant un système de transmission à capacité de découplage selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, pouvant également faire partie de l’ensemble propulsif de la , montré dans une configuration de couplage ;
est une vue semblable à la , illustrant une variante du deuxième mode de réalisation ;
est une vue semblable à la , illustrant une autre variante du deuxième mode de réalisation ;
est une vue semblable à la , illustrant un système de transmission à capacité de découplage selon un troisième mode de réalisation de l’invention, pouvant également faire partie de l’ensemble propulsif de la , montré dans une configuration de découplage.
Exposé détaillé de modes de réalisation préférés La illustre très schématiquement un ensemble propulsif 1 pour aéronef, comprenant un système de transmission 2 à capacité de découplage selon un premier mode de réalisation de l’invention.
Ce système de transmission 2 comprend de manière générale un arbre 4, un pignon de couplage 6, un manchon d’accouplement 8 et un actionneur 10.
Le système de transmission 2, visible avec davantage de détails sur les figures 2 et 3, est configuré pour permettre un couplage débrayable entre l’arbre 4 et le pignon de couplage 6 au moyen du manchon d’accouplement 8. À cet effet, des moyens de couplage 12 débrayables sont prévus pour coupler mécaniquement l’arbre 4 avec le manchon d’accouplement 8, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit.
Les étapes E2 à E6 et l’étape E8 sont répétés cycliquement.
Par exemple, sur la , à 15h, le soleil 90 est à nouveau face aux panneaux 11 des trackers 10 et selon la valeur du courant mesuré I mes à l’étape E4, les étapes E5 à E6 et l’étape E8 peuvent être répétées ou bien la production d’hydrogène se poursuit avec la même orientation des panneaux 11 qu’à 13h en répétant les étapes E2 et E3.
Les résultats de la mise en œuvre du procédé sont illustrés en . La puissance photovoltaïque 61 convertie par les panneaux 11, étant une grandeur du courant traversant la connexion entre l’électrolyseur 50 et les trackers 10, est chaque jour limitée à une valeur seuil 53 correspondant à la puissance nominale de l’électrolyseur 50 pour obtenir une puissance photovoltaïque écrêtée 62.
On pourra mettre en œuvre les caractéristiques sur la déconnexion des panneaux ou des branches 20 de panneaux 11 par rapport à l’électrolyseur 50 indépendamment de la faculté d’orientation des panneaux 11.
Composition de colmatage de pièces en aluminium et ses alliages La présente invention appartient au domaine du traitement de surface des pièces métalliques, et plus particulièrement des traitements pour la protection des surfaces de pièces en aluminium et en alliages d'aluminium.
Elle concerne une composition de colmatage utilisée pour obtenir un revêtement résistant à la corrosion dans des environnements agressifs. Elle a également pour objet un procédé de traitement des pièces en aluminium ou aluminium allié, mettant en œuvre cette composition.
L'aluminium et ses alliages sont des matériaux de choix largement utilisés dans le domaine aéronautique, car s'ils permettent de réduire la masse de la structure des avions et de ce fait la consommation énergétique des aéronefs, ils peuvent aussi offrir d'excellentes performances mécaniques. L’obtention d’alliages à hautes caractéristiques mécaniques répondant aux exigences de ce domaine industriel nécessite de mettre en œuvre des moyens efficaces de protection contre la corrosion pour assurer leur durabilité. Plusieurs procédés sont en général couplés pour obtenir une protection optimale. Un schéma de protection communément utilisé comprend la formation à la surface du métal d'une couche d'oxyde par conversion chimique ou électrochimique, avant application d'un revêtement externe (souvent un primaire et une couche de finition à vocation protectrice et/ou décorative).
Les traitements par conversion chimique permettent de développer une couche protectrice à la surface de l’alliage, par chromatation ou phosphatation. La chromatation fait intervenir des ions Cr2O 7 2- , formant une couche riche en chrome hexavalent ou Cr(VI) et chrome trivalent ou Cr(III), qui confèrent une bonne résistance à la corrosion. Cette technologie a été largement employée dans l’industrie aéronautique, mais soulève des problèmes de pollution. Elle est désormais interdite et soumise à autorisation de l'ECHA (l'Agence Européenne des Produits Chimiques), de sorte que le nombre de pièces traitées diminue de jour en jour. Dans la description qui suit, conformément aux notations classiques de la chimie, on entend par chrome hexavalent, du chrome à l'état d'oxydation +6, et par chrome trivalent, du chrome à l'état d'oxydation +3.
L’anodisation (ou oxydation anodique) est quant à elle un procédé de conversion électrochimique qui permet d’accroître l’épaisseur de la couche d’oxyde naturellement présente à la surface des alliages d’aluminium. Parmi les procédés les plus anciens, on trouve l'oxydation anodique chromique (OAC), encore utilisée de nos jours, tout particulièrement par les constructeurs aéronautiques, malgré la présence de chrome hexavalent dans les bains. On connait aussi l’oxydation anodique sulfurique (OAS), procédé le plus répandu actuellement dans le secteur industriel, l'oxydation anodique sulfo-tartrique (TSA) mise en œuvre dans un bain contenant à la fois de l’acide sulfurique et de l’acide tartrique, et l’oxydation anodique phosphorique (OAP) utilisée principalement aux Etats-Unis pour des applications dans l’aéronautique.
Quelle que soit la technique d'oxydation anodique utilisée, celle-ci aboutit à la formation d’une couche d’oxyde d'aluminium (ou couche anodique) de quelques microns d'épaisseur, dont la porosité marquée favorise l'adhérence des revêtements organiques, inorganiques ou hybrides (tels que peintures, colles, sol-gels), mais ne permet toutefois pas d’obtenir une bonne résistance à la corrosion. En effet, du fait même de sa forte porosité et malgré son épaisseur, la couche anodique est très sensible à l’atmosphère environnante et aux agressions extérieures, ce qui entraîne une dégradation précoce. Afin d’augmenter sa résistance à la corrosion, il importe de réduire sa porosité par une opération complémentaire de colmatage.
Durant des années, le colmatage a été communément réalisé en immergeant la pièce à anodiser dans une solution aqueuse additionnée de chrome hexavalent par le biais d'une solution de bichromate de sodium ou de potassium, pouvant contenir en outre d'autres additifs, pendant un temps et à une température fixés. Le mécanisme à l'œuvre est complexe. On retient généralement dans la littérature que les oxydes d’aluminium formés au cours de l’anodisation sont hydratés et convertis en oxyhydroxyde, minéral s’apparentant à de la boehmite. La réaction s'accompagne d’un gonflement de la couche ayant pour conséquence la fermeture partielle des pores. La résistance à la corrosion comme l’adhérence du revêtement externe sont alors généralement de bon niveau.
Or, le chrome hexavalent est un élément nocif pour l’environnement et pour la santé du fait de son caractère CMR (Cancérigène, Mutagène et Reprotoxique) qui doit être éliminés des processus industriels. C'est pourquoi, depuis 2007, avec la réglementation REACH (Registration, Evaluation and Authorisation of CHemicals ou en français, système d'enregistrement, d'évaluation et d'autorisation des substances chimiques), de nouveaux procédés de colmatage ont été développés dans le but de remplacer ceux utilisant des composés à base de Cr(VI).
Ont été proposés en particulier des procédés dans lesquels une étape d'imprégnation est réalisée à l'aide d'une solution de chrome (III) / zirconium (IV), suivie d'une étape de colmatage à l'eau quasi bouillante. Ces solutions d’imprégnation, disponibles dans le commerce, par exemple sous les marques Surtec 650, Lanthane 613.3, SOCOSURF TCS, … ont été testées avec succès selon les méthodes standards de qualification sur des alliages de nuances diverses (2024T451 et 7175T73), mais toutefois assez peu sensibles à la corrosion. Ces solutions d'imprégnation combinées au colmatage à l'eau ne permettent pas d’atteindre les performances anticorrosion attendues sur des alliages corroyés beaucoup plus sensibles (par exemple de type 2219T851, 2214T6, 2618AT8, 2219T6), ni sur des alliages de fonderie comme ceux de type AS7G0.6T6, AS7U1GT6 et AU5NKZrT6.
De nombreuses autres études ont été menées ces quinze dernières années pour élaborer des techniques alternatives, comme en atteste l'article " The Sealing Step in Aluminum Anodizing: A Focus on Sustainable Strategies for Enhancing Both Energy Efficiency and Corrosion Resistance ", Ofoegbu S.U. et coll., Coatings 2020, 10, 226; doi:10.3390/ coatings10030226. On peut citer par exemple celles reposant sur l’emploi de terres rares, notamment de sels de cérium ; de sels de molybdates ; de solutions hybrides obtenues à partir de sol gel, de triéthanolamine ; de permanganates de potassium ; de terres rares associées à des oxydants forts qui convertissent les oxydes ; ou de solutions électrophorétiques diverses. Des solutions à base de polymères et de copolymères du PTFE (polyéthylène téréphtalate) existent mais ne s’appliquent pas au colmatage de toutes les anodisations et ne peuvent recevoir un revêtement.
Aucune de ces techniques n’a été en mesure de répondre à un cahier des charges large. Aucune n'est adaptée au traitement de l’ensemble des nuances d’alliages d'aluminium et apte à être appliquée en complémentarité avec les techniques d'anodisations respectant la réglementation REACH, pour obtenir une excellente tenue à la corrosion associée à l’adhérence des revêtements. Ainsi, malgré le nombre important de travaux portant sur le sujet, aucune technologie n’apparaît à ce jour suffisamment performante compte tenu du niveau d'exigence des industriels, en particulier du secteur aéronautique.
Le terme « ignifuge » qui est associé au calculateur signifie que le calculateur est couplé à un ou plusieurs éléments supplémentaires pare-feu (ou coupe-feu) disposés généralement autour du calculateur, pour le protéger face aux conditions extrêmes d’un incendie. A l’inverse, le terme « non ignifuge » qui est associé au calculateur signifie que le calculateur ne comprend pas ce ou ces éléments supplémentaires pare-feu (ou coupe-feu).
En cas d’incendie dans la compartiment moteur, il est exigé que le calculateur (ignifuge ou non) soit stable et capable de réaliser une procédure de sécurité préétablie, et autrement dit il est impératif d’éviter un fonctionnement non souhaité de la turbomachine (par exemple une survitesse, un surcouple, une inversion de poussée, etc.) qui pourrait mettre en danger les passagers de l’aéronef.
Comparé à un calculateur ignifuge, un calculateur non ignifuge présente l’avantage d’être plus léger, moins encombrant et plus simple à entretenir.
Toutefois, un calculateur non ignifuge impose du fait de son positionnement dans une « zone hors feu » une installation plus complexe (notamment une installation avec des câbles plus longs et des passages dans différentes cloisons) du fait de l’éloignement entre le calculateur et la turbomachine associée.
Les motoristes notent ainsi un intérêt à développer une procédure de sécurité réalisée par un calculateur non ignifuge et placé dans le compartiment moteur, pour bénéficier à la fois des avantages du calculateur non ignifuge (vis-à-vis du calculateur ignifuge), mais également des avantages liés au positionnement du calculateur directement dans le compartiment moteur.
L’invention propose ainsi un procédé d’arrêt d’une turbomachine d’aéronef en fonctionnement en cas d’incendie dans un compartiment dans lequel est placée la turbomachine, le procédé étant réalisé par un calculateur non ignifuge contrôlant la turbomachine et placé dans le compartiment, le procédé comprenant chronologiquement les étapes consistant à : a) comparer la température du calculateur ou un paramètre associé à la température du calculateur avec un seuil prédéterminé sur une première voie du calculateur, la température du calculateur ou le paramètre associé étant déterminé à partir d’un premier capteur de température qui est propre au calculateur ; c) arrêter la turbomachine, si la comparaison réalisée à l’étape a) indique que la température du calculateur ou le paramètre associé est supérieur au seuil prédéterminé.
Un tel procédé d’arrêt permet au calculateur d’arrêter rapidement et simplement la turbomachine à laquelle il est associé en cas d’incendie dans le compartiment moteur, en exploitant les mesures fournies par son propre capteur de température (premier capteur de température), et tout cela bien avant d’atteindre sa température maximale admissible.
Dès lors que la turbomachine est à l’arrêt, le calculateur peut se dégrader sans pour autant représenter un danger pour les passagers de l’aéronef.
Un tel procédé d’arrêt est ainsi réalisable par un calculateur non ignifuge et placé directement dans le compartiment moteur, afin de bénéficier à la fois des avantages du calculateur non ignifuge (vis-à-vis du calculateur ignifuge), mais également des avantages liés au positionnement du calculateur directement dans le compartiment moteur.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques et/ou étapes suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - l’étape a) est subdivisée en deux sous-étapes consistant à : a1) comparer la température du calculateur avec un premier seuil prédéterminé sur la première voie du calculateur ; a2) comparer le paramètre associé à la température du calculateur avec un second seuil prédéterminé sur la première voie du calculateur ; la turbomachine étant arrêtée à l’étape c), si la comparaison réalisée à la sous-étape a1) indique que la température du calculateur est supérieure au premier seuil, et si la comparaison réalisée à la sous-étape a2) indique que le paramètre associé est supérieur au second seuil ; - le paramètre est le gradient de la température du calculateur en fonction du temps ; - le procédé comprend avant l’étape c) une étape consistant à : b) comparer la température du calculateur sur la première voie du calculateur avec la température du calculateur sur une seconde voie du calculateur qui est redondante à la première voie, la température du calculateur sur la seconde voie étant déterminée à partir d’un second capteur de température qui est propre au calculateur ; la turbomachine étant arrêtée à l’étape c), si la comparaison réalisée à l’étape b) indique que la température du calculateur sur la première voie est égale à la température du calculateur sur la seconde voie en prenant en compte une tolérance prédéterminée, par exemple une tolérance de cinq degrés Celsius ; - le procédé génère une alerte A1 signalant une incohérence entre la température du calculateur sur la première voie et la température du calculateur sur la seconde voie, si la comparaison réalisée à l’étape b) révèle une disparité supérieure à la tolérance prédéterminée entre la température du calculateur sur la première voie et la température du calculateur sur la seconde voie ; - la sous-étape a1) est réalisée avant l’étape b) et la sous-étape a2) est réalisée après l’étape b) ; - le procédé génère une alerte A2 signalant une température anormalement élevée du calculateur, si la comparaison réalisée à la sous-étape a2) indique que le paramètre associé est inférieur au second seuil ; - l’étape c) consiste également à mettre les aubes à calage variable de la soufflante ou les pales à calage variable de l’hélice en position drapeau, lorsque la turbomachine comprend une soufflante munie d’aubes à calage variable ou une hélice munie de pales à calage variable.
La présente invention concerne également un aéronef, tel qu’un hélicoptère, comprenant un compartiment dans lequel sont placés une turbomachine et un calculateur non ignifuge contrôlant la turbomachine, le calculateur étant configuré pour réaliser le procédé d’arrêt de la turbomachine tel que décrit précédemment.
La présente invention concerne enfin un système propulsif d’aéronef, tel qu’un turbopropulseur, comprenant un compartiment dans lequel sont placés une turbomachine et un calculateur non ignifuge contrôlant la turbomachine, le calculateur étant configuré pour réaliser le procédé d’arrêt de la turbomachine tel que décrit précédemment.
la est une vue schématique d’un aéronef selon l’invention ;
la est une vue schématique d’un système propulsif selon l’invention ;