INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Cette étape est elle-même suivie d’une étape 2E4 de détermination de l’état de charge du couple de boite quantique ou de la boite quantique du couple de boites quantiques QD, la détermination de l’état de charge se faisant au point de fonctionnement de lecture P iso .
Points de fonctionnement associés au chargement de deux particules chargées dans l’état singulet
Le point de fonctionnement de chargement P load est associé au chargement d’un état singulet S si l’état de charge déterminé est égal à zéro. Sinon, il est associé au chargement d’un état triplet (T- ,T0 ou T+). En effet, si le point de fonctionnement de chargement P load correspond au chargement de deux particules dans l’état de spin triplet, leur chargement se fait nécessairement de façon non adiabatique (par rapport au couplage tunnel entre le réservoir de particules chargées PC et le couple CP de boites quantiques QD1). Par conséquent, le temps tunnel du réservoir RE de particules chargées PC vers le couple CP de boites quantiques QD est long (autrement dit le couplage tunnel entre le couple CP de boites quantiques QD est le réservoir RE de particules chargées PC est faible) devant le temps de trajet T1. Le temps d’attente à P load permet de s’assurer du chargement des particules chargées PC quel que soit leur état de spin. En revanche, si le point de fonctionnement de chargement P load correspond au chargement de deux particules chargées dans l’état de spin triplet, alors les particules chargées PC ne seront pas échangées avec le réservoir RE de particules chargées PC lors du trajet inverse T1’ (elles le seront si P load correspond au chargement de deux particules chargées PC dans l’état de spin singulet). Aussi, la lecture de l’état de charge zéro (0) dans le couple CP de boites quantiques QD après la séquence indique que le point de fonctionnement de chargement P load correspond au chargement de deux particules chargées dans l’état de spin singulet, et la lecture d’un état de charge de un (1) ou de deux (2) indique que le point de fonctionnement de chargement P load correspond au chargement de deux particules chargées dans l’état de spin triplet.
La quantité de carburant initialement dans le réservoir de compensation 52 peut être sélectionnée pour permettre à ce carburant d’être entièrement épuisé bien avant que l’aéronef 1 n’atteigne son altitude de croisière. Plus particulièrement, dans de telles mises en œuvre, la quantité de carburant fournie au premier réservoir de carburant 52 lors du remplissage peut être calculée de manière à être au moins sensiblement épuisée au moment où l’aéronef 1 décolle, et éventuellement plus précisément au moment du cabrage de l’aéronef (le cabrage étant ce qui se passe vers la fin du roulement au décollage lorsque la roue avant de l’aéronef 1 quitte le sol, mais que le train d’atterrissage principal est toujours au sol. Dans les instants suivant le cabrage, l’aéronef 1 prend de la vitesse et ensuite le train d’atterrissage principal quitte également le sol). Le carburant dans le premier réservoir de carburant 52 de ces exemples peut être sélectionné en fonction de ses effets sur la qualité de l’air et la pollution, et peut ou non avoir un pouvoir calorifique inférieur à celui du ou des carburant(s) dans d’autres réservoirs 50, 53.
Dans les exemples dans lesquels le premier réservoir de carburant 52 est utilisé comme réservoir de compensation 52, un dispositif de gestion de carburant embarqué 214 peut être agencé pour détecter le niveau de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 et commuter automatiquement l’alimentation vers un réservoir différent (indépendamment de la quantité supplémentaire de nvPM pouvant être provoquée) s’il détecte un assèchement imminent de ce réservoir 52, pour éviter toute interruption de l’alimentation en carburant du moteur 10, 44. On comprendra que le fait d’avoir une quantité relativement faible de carburant restant dans le réservoir de compensation 52 n’empêche pas son utilisation en conséquence, et/ou que le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour pomper du carburant hors du réservoir de compensation 52 et dans un réservoir différent avant le début de la course au décollage, éventuellement à la suite d’un résultat négatif à une vérification que le réservoir de compensation 52 est suffisamment vide pour que le centre de gravité avant/arrière soit dans des limites acceptables.
Dans certaines mises en œuvre, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commuter automatiquement du premier réservoir de carburant 52 vers un autre réservoir 50, 53, éventuellement plus grand, avant de commencer le roulement au décollage, pour éliminer la possibilité que le premier réservoir 52 s’assèche pendant le roulement au décollage et/ou la montée.
Dans certaines mises en œuvre, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour demander ou imposer plus de temps d’inactivité du moteur avant de commencer une course au décollage afin de s’assurer que le réservoir de compensation 52 est suffisamment vide pour être utilisé, si la compensation de l’aéronef 1 devrait être nécessaire pendant la course au décollage et/ou si aucune capacité de réserve n’est disponible pour le carburant à pomper hors du réservoir de compensation 52.
Dans les exemples dans lesquels la détection est utilisée pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant, la détection peut être effectuée dans chaque réservoir 50, 52, 53 (ou dans un réservoir de chaque source de carburant), et les caractéristiques de carburant pour un mélange de carburants résultant provenant de différents réservoirs peuvent ensuite être calculées, le cas échéant, sur la base des rapports de mélange. En variante ou en plus, la détection peut être effectuée à l’approche du moteur 10, par exemple dans un tuyau/conduite de carburant qui peut contenir un mélange provenant de multiples réservoirs.
Lorsque des données sont collectées pour un mélange de carburants, par exemple à l’approche du moteur 10, les données peuvent être enregistrées à mesure que le mélange change (en prélevant plus ou moins de carburant dans un réservoir donné 50, 52) afin de déterminer la composition de carburant dans chaque réservoir 50, 52 et 53 individuellement. Cette détermination peut permettre l’adaptation de la sélection ou du mélange de carburants en vol, par exemple en utilisant différents carburants selon les besoins pour différentes parties d’une enveloppe de vol, même lorsque la composition de carburant n’est pas connue au décollage. En outre, dans certaines mises en œuvre, une telle détermination peut être effectuée pendant le réchauffement du moteur et/ou dans les premiers stades du roulage, de sorte que la sélection de carburant pour le reste du roulage puisse être ajustée de manière appropriée, par exemple en sélectionnant un carburant ou un mélange de carburants présentant des avantages maximaux en termes de nvPM alors que l’aéronef est encore à l’aéroport.
Dans certains exemples, la détection peut être effectuée sur le carburant immédiatement avant d’entrer dans le moteur 10/chambre de combustion 16, éventuellement pour s’assurer que le bon carburant/mélange de carburants est identifié (par exemple, comme contrôle de la composition prévue si celle-ci est déjà connue) et que les données sur le carburant brûlé sont aussi à jour que possible (quasi-temps réel).
Une fois que le pouvoir calorifique de chaque carburant disponible pour l’alimentation du moteur à turbine à gaz 10 a été déterminé, par n’importe quel procédé approprié, un seul carburant (provenant d’un seul réservoir) ou un mélange de carburants (provenant de multiples réservoirs) peut être sélectionné et fourni au moteur à turbine à gaz 10, sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10. En particulier, un carburant (un seul carburant ou mélange) ayant un pouvoir calorifique inférieur peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure. De manière correspondante, un carburant (un seul carburant ou mélange) ayant un pouvoir calorifique supérieur peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée supérieure. La commande du carburant sur la base du pouvoir calorifique peut être effectuée en vol uniquement dans certains scénarios, ce qui permet de commander différemment l’alimentation en carburant pour des opérations au sol (par exemple, en donnant la priorité à la réduction de la génération de nvPM plutôt qu’à l’adaptation du pouvoir calorifique à la demande de puissance).
On comprendra que la demande de poussée peut être déterminée en utilisant une ou plusieurs approches connues dans l’art, par exemple sur la base du débit de carburant et/ou de l’angle de la manette des gaz dans le cockpit, ou d’un ou plusieurs autres réglages du pilote, et éventuellement en tenant compte de la densité de l’air extérieur, ou d’un indicateur indirect de celle-ci tel que l’altitude, la température ambiante et/ou la pression. L’utilisation du débit de carburant seul peut être insuffisante en raison des différences dans les plages de débit de carburant en altitude par rapport au sol.
La variation du pouvoir calorifique du carburant correspondant à une demande de poussée peut faciliter le maintien d’un débit de carburant plus constant, et/ou d’un fonctionnement d’une pompe à carburant et de déversement plus uniformes en vol. En général, le débit massique de carburant varie considérablement entre les différentes parties du vol pour un aéronef 1, de sorte que les différences du pouvoir calorifique de carburant ne soient pas suffisamment importantes pour compenser les différences d’exigences de flux énergétique de carburant entre la montée et la croisière initiale, par exemple. Cependant, pendant un segment de croisière en palier où l’aéronef 1 brûle du carburant à altitude constante, l’exigence de poussée peut diminuer lentement sur une période prolongée, et des ajustements de pouvoir calorifique de débit de carburant peuvent permettre de maintenir un débit sensiblement constant. Un débit de carburant sensiblement constant peut donc être maintenu dans certaines parties du fonctionnement de l’aéronef en mettant en œuvre l’approche décrite ici. En outre, les maximas du débit de carburant peuvent être réduits, et/ou les minimas du débit de carburant peuvent être augmentés, en choisissant un carburant ayant un pouvoir calorifique approprié aux points correspondants de fonctionnement de l’aéronef. Le « débit de carburant plus constant » peut donc faire référence à une diminution de la répartition maximale des débits de carburant sur toute l’enveloppe de fonctionnement du moteur/enveloppe de vol.
On comprendra que la vitesse de la pompe est généralement liée à la vitesse de l’arbre dans certains aéronefs 1, un taux de déversement étant ajusté selon les besoins pour une vitesse donnée, de sorte qu’un débit de carburant vers la chambre de combustion 16 soit commandé par un système de distribution de carburant 220 (par exemple comprenant une unité hydromécanique, HMU) comprenant de multiples composants, plutôt que par une pompe à carburant seule. Ce fonctionnement plus uniforme peut être bénéfique en termes de fourniture d’un débit de carburant approprié à travers le système, par exemple pour la lubrification, pour un système à carburant et pour le transfert de chaleur, même à des demandes de puissance très faibles. L’utilisation d’un carburant à pouvoir calorifique inférieur dans le moteur 10 à des demandes de puissance inférieures peut faciliter la gestion thermique, car le débit plus élevé de carburant traversant le moteur fournit davantage de milieu de transfert de chaleur. En outre, il peut être difficile de faire fonctionner de gros moteurs 10 en douceur à une poussée de ralenti bas en utilisant des carburants standard - le fait de pouvoir commuter vers un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur pourrait donc améliorer les performances à une poussée de ralenti bas.
Un procédé 2060 de fonctionnement d’un aéronef 1 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 et une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10 est représenté à la .
Le procédé 2060 comprend l’agencement 2062 de chaque source/réservoir de carburant 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10, où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents. Dans certains exemples, un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 52 peuvent faire partie d’un ensemble séparé de réservoirs de carburant reliés entre eux. Dans d’autres exemples, chaque réservoir de carburant 50, 52 peut être une source de carburant autonome à réservoir unique.
Le procédé 2060 comprend en outre le stockage 2064 d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, éventuellement dans la mémoire d’un dispositif de gestion de carburant embarqué 214.
Le procédé 2060 comprend en outre la commande 2066 de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52. La commande 2066 peut être effectuée uniquement en vol, ou tout au long du fonctionnement de l’aéronef. La sélection est effectuée sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure (par exemple, des opérations au sol (si elles sont mises en œuvre au sol), la descente, la croisière), et qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée supérieure (par exemple, la montée).
Même pour un exemple avec seulement deux sources de carburant séparées 50, 52, une plage de différents pouvoirs calorifiques de carburant peut être fournie en mélangeant dynamiquement les deux carburants à différents niveaux, en fonction de la demande de poussée. Dans certains agencements, le procédé 2060 comprend la commutation entre deux, trois, quatre ou cinq carburants et/ou des mélanges prédéfinis, ayant des pouvoirs calorifiques déterminés, en fonction d’une demande de poussée. Dans d’autres agencements, le mélange peut être changé en fonction d’une demande de poussée, éventuellement en continu (dans les limites de précision de la pompe à carburant et/ou d’autres régulateurs de débit).
Le premier arc de cercle C1 correspond plus précisément à un arc de cercle minimal tandis que le deuxième arc de cercle C2 correspond à un arc de cercle maximal. Similairement au premier arc de cercle C1, le deuxième arc de cercle C2 est centré sur le centre de la tour 8, et présente un rayon maximal égal à 3400mm, avantageusement compris entre 3200mm et 3400mm. Avantageusement, le deuxième arc de cercle C2 présente un rayon de 3300mm.
On comprend de ce qui précède que l’invention porte ainsi sur une zone 26 de la paroi de fond 4 de la cuve 2 dans laquelle est disposée le puisard 14 et l’organe de pompage 10. Cette zone 26 est au moins délimitée transversalement par les axes A1, A2 définissant le secteur angulaire, longitudinalement au moins par le premier arc de cercle C1 et avantageusement par le deuxième arc de cercle C2, tout en excluant l’intérieur du périmètre formée par le périmètre P de la tour 8.
On va maintenant décrire deux exemples de réalisation de l’invention dans lesquels l’emplacement du puisard 14 dans la zone 26 est différent. Un premier exemple de réalisation de l’invention, en référence à la , sera tout d’abord décrit, puis un deuxième exemple de réalisation de l’invention, en référence à la , sera décrit à la suite de la description du premier exemple de réalisation.
Tel qu’illustré sur la , un axe 34 passant par le centre de la tour 8 et le centre du mât avant 16a passe par le puisard 14, l’axe 34 étant sensiblement parallèle à la direction longitudinale L. Autrement dit, le puisard 14, le mât avant 16a et le centre de la tour 8 sont alignés les uns par rapport aux autres. On comprend que dans cette disposition, le puisard 14 est suffisamment éloigné de la tour 8 pour limiter la rigidification de la paroi de fond 4 de la cuve 2 que sa mise en place impose. De plus, l’organe de pompage 10 est également aligné avec le mât avant 16a et le centre de la tour 8, ce qui favorise les opérations d’installation, de montage et/ou de maintenance dudit organe de pompage 10 dans la cuve 2.
Tel qu’illustré sur la , la tour 8 comprend le système de chargement 36 en gaz liquéfié de la cuve 2, une projection du système de chargement 36 sur la paroi de fond 4 étant disposée dans la zone 26, un emplacement du puisard 14 dans la zone 26 étant distinct de la projection du système de chargement 36. On comprend par « distinct » le fait que l’emplacement du puisard 14 et la projection du système de chargement 36 ne se recoupe pas, c’est-à-dire que le puisard 14 n’est pas disposé en-dessous du système de chargement 36. La disposition distincte de l’emplacement du puisard 14 et la projection du système de chargement 36 permet d’éviter de projeter du gaz liquéfié directement dans le puisard 14, et donc au moins en partie sur l’organe de pompage 10, lors du chargement en gaz liquéfié de la cuve 2. De plus, une superposition du système de chargement 36 et du puisard 14 complexifierait l’installation et le montage de la tour 8 dans la cuve 2.
Comme visible sur la , le secteur angulaire est séparé en un premier sous-secteur et en un deuxième sous-secteur par l’axe 34 passant par le centre de la tour 8 et le centre du mât avant 16a, la projection du système de chargement 36 étant disposée dans le premier sous-secteur tandis que le puisard 14 est disposé dans le deuxième sous-secteur. Autrement dit, l’emplacement du puisard 14 et la projection du système de chargement 36 encadrent transversalement le mât avant 16a.
Avantageusement, une droite passant par le centre de la projection du système de chargement 36 et par le centre du mât avant 16a passe également par le puisard 14. Cette droite passe plus précisément par le puisard 14, sans pour autant passer nécessairement par le centre dudit puisard 14.
La présente invention ne saurait toutefois se limiter aux moyens et configurations décrits et illustrés ici et elle s’étend également à tout moyen et configuration équivalents ainsi qu’à toute combinaison techniquement opérante de tels moyens. En particulier, la description de l’emplacement du puisard 14 dans le premier exemple de réalisation et dans le deuxième exemple de réalisation n’est pas limitative de l’invention, ces exemples n’étant que des illustrations de la mise en œuvre de l’invention. Ainsi, et pour rappel, l’invention porte sur le fait que le puisard 14 est disposé dans une zone 26 délimitée au moins par le secteur angulaire défini par les deux axes A1, A2, le périmètre P de la tour 8 et optionnellement l’arc de cercle C1.
Engin sous-marin comportant un mât rabattable La présente invention concerne un engin sous-marin.
Plus particulièrement l’invention concerne un engin sous-marin qui comporte une coque épaisse autour de laquelle est prévue une coque externe.
De tels engins sous-marins sont par exemple formés par des drones sous-marins dépourvus d’équipage.
On sait que ce type d’engins intéresse de plus en plus notamment des marines, pour assurer différentes missions telles que par exemple des missions de surveillance maritime ou autres.
Le but de l’invention est d’améliorer encore les capacités opérationnelles de ce type d’engins.
À cet effet l’invention a pour objet un engin sous-marin, du type comportant une coque épaisse autour de laquelle est prévue une coque externe, caractérisé en ce qu’il comporte dans sa partie supérieure entre la coque externe et la coque épaisse, une niche de réception d’un mât articulé sur le reste de l’engin sous-marin et déplaçable entre une position escamotée dans la niche et une position active dressée au-dessus de l’engin sous-marin.
Suivant d’autres caractéristiques de l’engin selon l’invention, prises seules ou en combinaison :
- l’engin sous-marin comporte, autour de la niche de réception du mât, des volets d’obturation déplaçables entre une position active d’obturation de la niche et une position escamotée pour permettre le passage du mât entre ses positions active et escamotée ;
v. la présence ou le pourcentage d’une espèce traceuse ou d’un élément de trace dans le carburant (par exemple, une substance à l’état de é »a intrinsèquement présente dans le carburant qui peut varier d’un carburant à l’autre et donc être utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance ajoutée délibérément pour agir en tant que traceur) ;
L’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention de données de caractéristiques de carburant stockées. Le procédé peut en outre comprendre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement, et la vérification de l’entrée à l’étape de calcul sur la base du ou des plusieurs paramètres détectés.
Le procédé peut en outre comprendre la détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant, et l’utilisation des valeurs déterminées pour remplacer les caractéristiques de carburant stockées pour le carburant dans le réservoir de carburant.
La montre une représentation schématique des étapes d’un procédé selon un sixième aspect de l’invention.
La montre une mesure de l’évolution de la probabilité de mesuré un état de spin singulet en fonction d’une tension de grille.
La montre un ordinogramme d’un procédé selon un septième aspect de l’invention.
Les à montrent une représentation schématique des étapes d’un procédé selon un septième aspect de l’invention.
La montre une cartographie de probabilité de mesurer un état singulet obtenue à l’aide d’un procédé selon le septième aspect de l’invention.
La montre un ordinogramme d’un procédé selon un huitième aspect de l’invention.
Les à montrent une représentation schématique des étapes d’un procédé selon un huitième aspect de l’invention.
La montre une cartographie de probabilité de mesurer un état singulet obtenue à l’aide d’un procédé selon le huitième aspect de l’invention.
La montre une mesure de l’évolution de l’excitation en fonction de la fréquence appliquée.
On notera que les figure illustrent toutes le cas où les particules chargées sont des électrons. Cependant, ce choix influence principalement l’orientation des axes sans modifier les enseignements fournis par ces illustrations pour un cas où les particules chargées sont des trous par exemple. De même, tous les exemples donnés sont relatifs à un facteur g (ou g-factor en anglais) négatif pour lesquels on s’intéresse au croisement S-T+. Cependant, dans le cas d’un facteur g positif, le terme « croisement S-T+ » est à remplacer par « croisement S-T- », « T+ » est à remplacer par « T- » et « T- » est à remplacer par « T+ ».
Dans la présente description, il est fait référence à des modifications adiabatiques et non adiabatiques.
Lorsque cette notion est employée en faisant référence à deux états de spin (par exemple, croisement évité ST+ ou ST0), alors elle fait référence aux transitions Landau-Zenner bien connues de la personne du domaine qui peuvent se produire au passage de l’anti-croissement entre les deux états considérés. Dans ce contexte, on entend par adiabatique que la probabilité de rester dans l’état fondamental est supérieure ou égale à 0.99 (99%), de préférence supérieure ou égale à 0.999 (99.9%), voire supérieure ou égale à 0.9999 (99.99%). De manière analogue, on entend par non adiabatique que la probabilité de transiter vers l’état excité est supérieure ou égale à 0.99 (99%), de préférence supérieure ou égale à 0.999 (99.9%), voire supérieure ou égale à 0.9999 (99.99%).