INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Classiquement, la communication entre le conduit interne central et les canaux tangentiels se fait au travers de fenêtres latérales radiales qui s’étendent radialement vers l’extérieur à partir du conduit interne central. Ces fenêtres latérales radiales débouchent sur des canaux axiaux de liaison qui sont formés autour du gicleur, par exemple sous la forme de méplats. Ces canaux axiaux de liaison s’étendent axialement et rejoignent les canaux de tourbillonnement sensiblement à angle droit. En général, la profondeur axiale des canaux de tourbillonnement est sensiblement égale à celle de la cavité centrale, qui va former la chambre de tourbillonnement en coopération avec la paroi interne plane traversée par l’orifice de pulvérisation central. Ainsi, le produit fluide chemine à travers le conduit interne central, puis radialement à travers les fenêtres latérales radiales, puis axialement à travers les canaux axiaux de liaison, puis radialement à travers les canaux de tourbillonnement, pour parvenir dans la chambre de tourbillonnement dans laquelle le produit fluide forme un vortex et est enfin distribué à travers l’orifice de pulvérisation central sous la forme d’un nuage de fines gouttelettes. Habituellement, il y a deux ou trois fenêtres latérales radiales et autant de canaux axiaux de liaison et de canaux de tourbillonnement.
A cet effet, la deuxième étape 402 peut comprendre une sous-étape de traitement thermique de la paroi de liaison anti-rotation 213 texturée du premier flasque 201.
Le traitement thermique peut être appliquée à la paroi de liaison anti-rotation 213 texturée du premier flasque 201.
Ainsi, la texture tridimensionnelle 210' du palier externe 207 est sensiblement complémentaire à la texture tridimensionnelle 210 de la paroi de liaison anti-rotation 213 du premier flasque 201.
Un deuxième mode de réalisation du procédé permet d’obtenir un mécanisme d’articulation 200 continue tel que montré sur la .
Le deuxième mode de réalisation correspond sensiblement les mêmes étapes que le premier mode de réalisation, mais en substituant le palier interne 208 au palier externe 207 et en structurant le collet 209 du deuxième flasque 202 au lieu de la paroi de liaison anti-rotation 213, interne, du premier flasque 201.
Un troisième mode de réalisation du procédé permet d’obtenir un mécanisme d’articulation 200 continue tel que montré sur la .
Le troisième mode de réalisation réunit les premier et deuxième modes de réalisation.
La présente divulgation ne se limite pas aux exemples de systèmes décrits ci-avant, seulement à titre d’exemple, mais elle englobe toutes les variantes que pourra envisager la personne du métier dans le cadre de la protection recherchée. Liste des références 100 Siège 101 Assise 102 Dossier 103 Plancher de véhicule 104 Glissières 200 Mécanisme d’articulation continue 201 Premier flasque 202 Deuxième flasque 203 Première couronne dentée 204 Deuxième couronne dentée 205 Premier logement cylindrique 206 Deuxième logement cylindrique 207 Palier externe, solidaire en rotation du premier flasque 201 208 Palier interne, solidaire en rotation du deuxième flasque 202 209 Collet 210 Texture tridimensionnelle du premier flasque 201 et/ou du collet 209 210’ Texture tridimensionnelle du palier 207, 208 211 Paroi de liaison anti-rotation, externe, du palier externe 207 212 Paroi de glissement, interne, du palier externe 207 213 Paroi de liaison anti-rotation interne du premier flasque 201 214 Paroi de liaison anti-rotation, interne, du palier interne 208 215 Paroi de glissement, externe, du palier interne 208 216 Paroi de liaison anti-rotation, externe, du collet 209 300 Came excentrique comprenant un noyau interne 301, un organe d’entrée 302, deux éléments glissants 303, 304, et un ressort 305 301 Noyau interne de la came excentrique 300 302 Organe d’entrée 303 Premier élément glissant de la came excentrique 300 304 Deuxième élément glissant de la came excentrique 300 305 Ressort de la came excentrique 300 306 Paroi externe de la came excentrique 300 307 Paroi interne de la came excentrique 300 308 Dents du noyau interne Y1 Premier axe Y2 Deuxième axe 401 Première étape du procédé 402 Deuxième étape du procédé
Dispositif de tablette escamotable pour véhicule automobile et véhicule automobile comportant un tel dispositif L’invention se rapporte au domaine de l’équipement intérieur des véhicules automobiles, et notamment des véhicules automobiles de type utilitaire. L’invention concerne plus précisément une tablette escamotable permettant, lorsqu’elle est déployée dans l’habitacle d’un véhicule, de fournir un support de travail au conducteur ou à un passager, notamment afin de disposer des papiers ou un ordinateur portable.
Il est connu de prévoir dans l’habitacle d’un véhicule utilitaire un équipement pouvant servir de support de travail pour le conducteur ou un passager du véhicule. On connait par exemple un véhicule utilitaire comportant trois sièges avant, et dont le siège central comporte un dossier rabattable, formant en position rabattue une tablette permettant de disposer des documents de travail ou un ordinateur portable. On connait également un véhicule utilitaire comportant trois sièges avant, et dont le siège central comporte un dossier dont une partie escamotable peut être déployée pour former une tablette.
Les solutions connues sont compatibles uniquement avec une configuration comportant trois sièges avant. En outre, la position de la tablette demande au conducteur ou au passager qui souhaite s’en servir pour travailler une importante rotation du buste, ce qui oblige ainsi à prendre une position très inconfortable pour pouvoir utiliser le support que forme la tablette.
Il existe donc un besoin pour une tablette escamotable qui soit plus pratique pour les utilisateurs, et qui soit compatible avec une configuration à deux sièges avant.
L’invention a ainsi pour objet de proposer un dispositif de tablette escamotable qui réponde à ce besoin.
À cet effet, l’invention concerne un dispositif de tablette escamotable pour véhicule automobile, le dispositif étant destiné à être intégré dans une planche de bord d’un véhicule automobile et comportant :
- un compartiment mobile, destiné à être monté coulissant dans une planche de bord de façon à être mobile entre une position rentrée et une position sortie ;
- une tablette, mobile entre une position repliée, dans laquelle la tablette est entièrement logée dans une cavité formée par le compartiment mobile, et une position déployée, dans laquelle la tablette est déployée hors de la cavité formée par le compartiment mobile pour former un support substantiellement plat, la tablette étant reliée à une structure du compartiment mobile par l’intermédiaire de deux mécanismes de liaison mobiles, la tablette comportant une première partie et une deuxième partie, la première partie étant montée mobile en rotation sur la structure et sur la deuxième partie, la deuxième partie étant solidaire de chacun des mécanismes de liaison, les mécanismes de liaison étant configurés pour permettre le déplacement de la deuxième partie selon un mouvement conservant l’orientation de celle-ci, entre une position basse, dans laquelle la deuxième partie est logée dans la cavité formée par le compartiment mobile, la première partie étant alors repliée contre la deuxième partie, et une position haute, dans laquelle elle est disposée hors de cette cavité, la première partie et la deuxième partie étant alors disposées selon une orientation identique.
un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement :
un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et
une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ;
un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et
un module de détermination de composition de carburant agencé pour :
déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et
un dispositif d’ajustement de profil de vol agencé pour :
proposer ou initier un changement d’un profil de vol de l’aéronef sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant.
Le dispositif d’ajustement de profil de vol peut être agencé pour initier ou proposer au moins l’un de ce qui suit sur la base des caractéristiques de carburant :
(i) un changement de l’altitude prévue ; et
(ii) un changement de l’itinéraire prévu.
Le système de propulsion peut être agencé pour exécuter le procédé tel que décrit par rapport au quatrième aspect.
Selon un sixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un système de propulsion est prévu, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et un réservoir de carburant agencé pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant :
la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et
la commande du système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant.
Des mises en œuvre de cet aspect peuvent donc permettre l’obtention d’avantages environnementaux (par exemple, une formation de traînée de condensation réduite ou adaptée) et/ou d’avantages opérationnels (par exemple, une meilleure efficacité de consommation de carburant) sur la base de la connaissance du carburant brûlé.
Dans certains exemples, le procédé peut comprendre la commande du système de propulsion sur la base des caractéristiques déterminées, sans demander l’intervention ou l’approbation du pilote. Dans certains exemples, le procédé peut comprendre le fait d’informer un pilote du changement suggéré de la commande du système de propulsion, sur la base des caractéristiques déterminées et le fait de donner au pilote la possibilité de confirmer ou d’annuler le changement. Dans certaines mises en œuvre, l’un et/ou l’autre exemple(s) peut/peuvent être mis en œuvre en fonction de la nature du changement. La commande peut donc être mise en œuvre directement, ou après vérification.
Le procédé peut être exécuté de manière itérative en vol, par exemple, en raison de changements du carburant fourni au moteur à turbine à gaz et/ou de changements des conditions et de stade de vol.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques énumérées ci-dessus.
Le procédé peut en outre comprendre la réception de données météorologiques relatives aux conditions météorologiques autour de l’aéronef ou le long d’un itinéraire planifié de l’aéronef. Les données météorologiques reçues peuvent être utilisées pour influencer la commande du système de propulsion.
Le procédé peut en outre comprendre la détection des conditions météorologiques autour de l’aéronef en vol. Les conditions météorologiques détectées peuvent être utilisées pour influencer la commande du système de propulsion.
La commande du système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant peut comprendre le changement, en vol, d’un ou plusieurs de ce qui suit :
• Un paramètre de fonctionnement d’un système de gestion thermique de l’aéronef (par exemple, un échangeur de chaleur carburant-huile) peut être changé, ou la température de carburant fourni à une chambre de combustion du moteur peut être changée.
• Lorsque plus d’un carburant est stocké à bord d’un aéronef, la sélection du carburant à utiliser pour telle ou telle opération (par exemple, pour des opérations au sol par opposition au vol, pour un démarrage à basse température ou pour des opérations avec des demandes de poussée différentes) peut être effectuée sur la base des caractéristiques de carburant telles que le % de Carburant d’Aviation Durable (SAF), le potentiel de génération de Matières Particulaires non volatiles (nvPM), la viscosité et le pouvoir calorifique. Un système de distribution de carburant peut donc être commandé de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant.
• Une ou plusieurs gouvernes de l’aéronef peuvent être ajustées de manière à changer d’itinéraire et/ou d’altitude sur la base de la connaissance du carburant.
• Le pourcentage de déversement d’une pompe à carburant (c’est-à-dire la proportion de carburant pompé remis en circulation au lieu d’être transmis à la chambre de combustion) sur la base du % de SAF du carburant. La pompe et/ou une ou plusieurs soupapes peuvent donc être commandées de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant.
• Des changements de la programmation d’aubages directeurs d’entrée variables (VIGV) peuvent être effectués sur la base des caractéristiques de carburant. Les VIGV peuvent donc être déplacés, ou un déplacement des VIGV peut être annulé, selon le cas sur la base des caractéristiques de carburant.
Ces options peuvent être qualifiées d’exemples de commande, car ce sont des exemples de manières dont le système de propulsion peut être commandé sur la base des caractéristiques de carburant.
(Le pourcentage de carburant d’aviation durable (%SAF) d’un carburant peut être gravimétrique ou volumétrique - on comprendra qu’il existe souvent - généralement de petites - différences de densité entre des SAF et des carburéacteurs traditionnels tels que le Jet A.)
La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de la détection d’une ou plusieurs propriétés de carburant. La détection peut être effectuée sur site.
La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de données de composition de carburant reçues. Les données de composition de carburant peuvent être fournies à l’aéronef lors du ravitaillement.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour un carburant dans un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aéronef.
illustre une vue de côté d’un deuxième mode de réalisation de l’embout d’extrémité ;
illustre une vue de côté d’un troisième mode de réalisation de l’embout d’extrémité.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour chacun d’une pluralité de carburants stockés à bord de l’aéronef.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour un carburant immédiatement avant l’entrée dans une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz. La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant immédiatement avant l’entrée dans une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz peut être effectuée plusieurs fois pendant le vol pour tenir compte des changements de la composition de carburant.
La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déduites des performances du moteur à turbine à gaz pendant au moins l’un parmi le réchauffement du moteur, le roulage, le décollage et la montée de l’aéronef. Le système de propulsion peut être commandé pendant la croisière sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déduites.
La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peut comprendre la mise en œuvre du procédé du premier aspect, en particulier :
l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ;
la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et
le calcul d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement.
Selon un septième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend :
un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ;
un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ;
un module de détermination de composition de carburant agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et
un dispositif de commande de système de propulsion agencé pour commander le système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant.
Le module de détermination de composition de carburant peut comprendre un récepteur agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant. Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base des données reçues.
Le module de détermination de composition de carburant peut comprendre un ou plusieurs capteurs agencés pour fournir des données relatives à une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base des données de capteur.
Le système de propulsion peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour contenir différents carburants pour alimenter le moteur à turbine à gaz. Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour déterminer au moins une caractéristique de carburant de chaque carburant différent.
Le système de propulsion peut être agencé pour exécuter le procédé tel que décrit par rapport au sixième aspect.
Dans des mises en œuvre dans lesquelles le carburant de démarrage et l’autre premier carburant sont fournis à un moteur à turbine à gaz principal 10 de l’aéronef 1, qui fournit une puissance propulsive à l’aéronef 1, le système d’alimentation 4 peut être appelé plus spécifiquement système de propulsion 2. Le terme plus général « système d’alimentation » 4 mentionné ci-dessus est utilisé ici pour garantir que les mises en œuvre dans lesquelles les carburants sont fournis en plus ou en variante à un APU 44 sont incluses, car la puissance propulsive peut ne pas être fournie par de tels systèmes d’alimentation 4.
Comme décrit ci-dessus pour d’autres exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu comme faisant partie d’un système de distribution de carburant 220 agencé pour permettre la commande et l’ajustement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10, 44 ; toutes les caractéristiques décrites ci-dessus peuvent être appliquées de manière appropriée aux exemples actuellement décrits. Dans des exemples avec des APU 44, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander le carburant ou le mélange de carburants fourni à l’APU 44 ainsi qu’au(x) moteur(s) propulsif(s) principal/principaux 10.
L’APU 44 peut être nécessaire en vol, dans certaines circonstances, et sa disponibilité dans de telles circonstances peut être critique en termes de temps - par exemple pour redémarrer les moteurs principaux 10 après une extinction du moteur principal. Lors du démarrage de l’APU 44 en vol, il peut être froid (inutilisé pendant plusieurs heures) ; le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être (en variante ou en plus) agencé pour fournir le deuxième carburant pour effectuer le démarrage de l’APU 44 en vol de manière rapide et fiable. Pour éviter de perdre du temps en essayant par inadvertance de démarrer l’APU 44 avec un carburant ayant de mauvaises propriétés pour le démarrage, l’APU 44 pourrait passer automatiquement à l’aspiration de carburant du deuxième réservoir (par exemple avec un carburant à faible viscosité à une température donnée) chaque fois que l’aéronef 1 est en vol (par exemple en référence à l’indicateur de « poids sur roues »), mais utilise n’importe quel carburant lorsqu’il est au sol (lorsque le temps de démarrage est moins susceptible d’être crucial).
Dans certaines mises en œuvre, le premier réservoir 52 peut être vide pendant au moins une partie de la partie en vol du voyage, voire rempli à nouveau d’un carburant différent si le réservoir 52 est utilisé en tant que réservoir de compensation. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être agencé pour prendre des mesures appropriées en fonction du contenu et/ou de l’utilisation actuels du premier réservoir de carburant 52 lors de la prise en compte de la nécessité ou non du prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant pour le démarrage du moteur 10, 44 en vol.
Comme décrit ci-dessus pour d’autres exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre recevoir d’autres données (en plus des informations indiquant quel(s) réservoir(s) contient/contiennent un carburant sélectionné pour le démarrage, et d’autres données facultatives de caractéristiques de carburant, telles que la teneur en SAF), et utiliser ces autres données et les données de caractéristiques de carburant pour déterminer une composition de carburant souhaitée pour le moteur à turbine à gaz 10, 44 en vol.
Dans certains exemples, un aéronef 1 peut être modifié pour exécuter le procédé 2021 décrit ci-dessus, éventuellement en installant un système de distribution de carburant réglable 220.
Un procédé 2031 de modification d’un aéronef 1 de cette manière est représenté à la . L’aéronef 1 original comprend un moteur à turbine à gaz 10, le moteur à turbine à gaz 10 comprenant éventuellement un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, un compresseur 14, et un arbre principal 26 reliant la turbine au compresseur. L’aéronef 1 comprend également une soufflante 23 située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. L’aéronef 1 original peut en outre comprendre un APU 44, l’APU lui-même étant ou comprenant un moteur à turbine à gaz 44.
Le procédé 2031 comprend l’agencement 2033 de deux réservoirs de carburant 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker chacun un carburant différent. En particulier, un premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un premier carburant, qui peut être un carburant d’aviation durable, et un deuxième réservoir de carburant 50 de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un carburant sélectionné pour ses propriétés de démarrage améliorées par rapport au premier carburant, et qui peut être un carburant à base d’hydrocarbures fossiles.
Dans certains cas, l’aéronef 1 peut déjà comprendre une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le ou les plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 ; dans de tels exemples, l’étape 2033 d’agencement des réservoirs de carburant peut simplement comprendre le remplissage sélectif des réservoirs de différents carburants. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’un seul réservoir de carburant 50, un ou plusieurs nouveaux réservoirs de carburant 52, 53 peuvent être ajoutés de manière à fournir une pluralité de réservoirs de carburant. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’une seule source de carburant, bien que composée de multiples réservoirs, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté et/ou des conduites de carburant peuvent être ajustées de sorte que les réservoirs originaux 50, 53 ne soient plus tous interconnectés fluidiquement, fournissant ainsi au moins deux sources de carburant séparées. L’étape d’agencement 2033 peut donc varier en fonction de la configuration initiale de l’aéronef.