INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Tel qu’utilisé ici, le centre d’inertie est confondu avec le centre de masse, et avec le centre de gravité dans cette configuration de satellite 10, comme illustré par la , à cette altitude donnée du satellite 10 par rapport à la Terre 30.
Le satellite 10 est initialement envoyé dans l’espace par un lanceur jusqu’à ce qu’il atteigne son orbite géostationnaire 20. On dit que le satellite 10 est lancé. Le lanceur comprend notamment une coiffe qui se situe à l'extrémité antérieure, à profil aérodynamique, du lanceur. La coiffe a pour objectif entre autre d’assurer la protection du satellite 10 des intempéries et des conditions de température ou d'humidité extrêmes, au sol et au début de lancement. Après le lancement, la coiffe est larguée dès que la densité de l'air est suffisamment basse pour que les forces aérodynamiques engendrées ne puissent pas endommager le satellite 10.
Après le positionnement du satellite 10 sur son orbite géostationnaire 20, après son lancement, l’instrument 142 de la charge utile 140 est déployé. Le déploiement d’un instrument 142, tel que l’antenne de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre (figure 1), peut engendrer une forte dissymétrie du satellite 10 sur l’axe X par rapport au centre O du repère orbital local .
Dans cette configuration du satellite 10, comme représenté sur la , une telle dissymétrie liée au déploiement de l’instrument 142 du satellite 10 engendre un déplacement du centre d’inertie O’ du satellite 10 en dehors du volume de contrôle requis, tel que par exemple |X O’ | > |X max |.
Ainsi, le centre d’inertie O du satellite 10 est déplacé au niveau du point O’ par une perturbation agissant sur le satellite 10.
Dans la configuration de satellite 10 représentée sur la figure 1, le volume de contrôle requis peut en pratique être ramené à une surface projetée dans le plan (X, Y) orthogonale à l’axe Z du repère orbital local de centre O, encore appelée surface de contrôle. Cette surface de contrôle peut avoir par exemple la forme d’un rectangle de dimension dX et dY, respectivement selon l’axe X et selon l’axe Y. Les dimensions du corps 122 selon respectivement l’axe X et l’axe Y sont notées DX et DY. Ainsi, les valeurs caractéristiques de seuil |X max | et |Y max | peuvent par exemple être définies selon les équations (1) et (2) suivantes : (1) (2).
Ainsi, pour un instrument 142 composé par exemple d’un réflecteur de 9m, le déplacement du centre d’inertie O’ peut être caractérisé par une valeur telle que : (3)
Ainsi, la valeur peut être à peu près égale à deux fois et demie la valeur seuil de |X max | requise pour maintenir le contrôle de la longitude du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 via le dispositif de propulsion 126.
Les modes de réalisation de l’invention fournissent un dispositif et un procédé d’équilibrage du centre d’inertie déplacé O’ du satellite 10 dans le repère orbital local de centre O, permettant de maintenir des conditions acceptables et efficaces pour l’utilisation du dispositif de propulsion 126 comme moyen de contrôle d’orbite du satellite 10, et en particulier le contrôle de la longitude. Les modes de réalisation de le centre d’inertie déplacé O’ dans un volume de contrôle défini par (X max , Y max , Z max ). Le dispositif d’équilibrage 128 selon l’invention se base avantageusement sur le déplacement d’un élément d’équilibrage 1284 par un dispositif de déploiement 1282, selon au moins une direction parallèle à l’axe X, comme par exemple dans le cas illustré par la , afin de compenser le déplacement |X O’ | du centre d’inertie O’.
La figure 3 est une représentation simplifiée du satellite 10 comprenant une plateforme 120 et une charge utile 140. La figure 3 représente notamment le dispositif d’équilibrage 128 du centre d’inertie du satellite 10, lorsque le satellite 10 est placé en orbite géostationnaire 20. Le positionnement du satellite 10 est défini dans le repère orbital local =(X, Y, Z) ayant pour centre O (centre de d’inertie du satellite 10 dans sa position d’équilibre).
Avantageusement, le dispositif d’équilibrage 128 comprend un dispositif de déploiement 1282 ayant une première extrémité fixée au satellite 10 par une des deux faces 1222 et 1224 parallèles entre elles du corps 122 sensiblement orthogonales à l’axe X. Comme représenté en figures 3, le dispositif d’équilibrage 128 est fixé au satellite 10 par la face 1224, appelée face de fixation du dispositif 1224, opposée à la face de fixation de l’instrument 1222. Le dispositif de déploiement 1282 comprend une masse donnée et une longueur donnée . La longueur du dispositif de déploiement est définie telle que est supérieure à la longueur de l’instrument .
Le dispositif d’équilibrage 128 comprend en outre un élément d’équilibrage 1284 fixé au niveau de la deuxième extrémité du dispositif de déploiement 1282. L’élément d’équilibrage 1284 comprend une masse donnée et une longueur donnée . La masse de l’élément d’équilibrage est définie telle que est inférieure à la masse de l’instrument .
Le dispositif d’équilibrage 128 comprend donc une masse résultante et une longueur résultante . Dans un exemple de réalisation, la masse résultante peut être comprise entre 30kg à 150kg, et la longueur résultante peut être comprise entre 5m à 20m. Le dispositif d’équilibrage 128 comprend en outre une position du centre de masse (X e , Y e ) dans le plan de coupe (X, Y) du repère orbital local .
Selon certains modes de réalisation, la longueur de l’élément d’équilibrage peut être considérée comme sensiblement négligeable devant la longueur du dispositif de déploiement , alors que la masse de l’élément d’équilibrage peut être égale à N fois la masse du dispositif de déploiement , le multiple N étant compris entre trois et dix, en fonction de la technologie choisie pour constituer le dispositif de déploiement ( ).
Les paramètres de masses et de longueurs du dispositif d’équilibrage 128 peuvent être déterminés selon un processus itératif par exemple, à partir de calculs d’équilibre des moments en considérant notamment la position du centre de masse de l’instrument (X i , Y i ) et la position du centre de masse du dispositif d’équilibrage (X e , Y e ), ainsi que leurs masses respective et .
De la sorte, les quatrième 54 et troisième 46 parties dos à dos viennent s'appliquer contre l'autre deuxième partie 38 dressée en emprisonnant les deux autres languettes latérales 22, 26.
Par ailleurs, la partie imprimée de la quatrième partie 54 va venir s'étendre en regard de la partie imprimée de l'autre quatrième partie 56.
Et on obtient de la sorte la boîte 120 telle que représentée sur la . Et les quatre parois dressées correspondant respectivement aux deux premières parties 14, 16, et aux deux fois trois parties 40, 48, 56 ; 38, 46, 54, présentent des faces intérieures d'une même teinte tout comme la face de la partie centrale 12.
Il en est de même de l'autre panneau rectangulaire 98 adapté à former un couvercle.
Aussi, pour refermer la boite 120, on replie tout d’abord les deux cinquièmes parties latérales l’une vers l’autre pour pouvoir les porter entre les deux quatrièmes parties 54, 56 lorsque l’on rabat l’autre panneau rectangulaire 98.
En outre, on rabat les deux oreilles 104, 106 de l’autre deuxième partie 102 pour pouvoir les glisser respectivement entre les deuxièmes parties 38, 40 et les bords de la première partie 14 et plus précisément entre les deuxièmes parties 38, 40 et les languettes latérales 22, 24.
Puis on applique l’autre deuxième partie 102 contre la première partie 14 pour venir ensuite coller la double bande de collage 108 sous la boite 120.
Objet 3D comportant un sandwich d’une ou plusieurs couches de composites, d’une ou plusieurs couches de motifs métalliques et éventuellement d’une ou plusieurs couches de polymères denses ou non pour applications radioélectriques appliquées aux antennes et/ou aux radômes L’invention se situe dans le domaine de la fabrication d’objets 3D comportant d’un empilage de couches de matériau composites comportant au moins une couche de motifs métalliques.
Tout d’abord, certains termes et notions sont définis.
L’invention s’applique notamment à la réalisation de radômes, de réflecteurs, de réseaux d’antennes, des réseaux réflecteurs ou de surfaces polarisantes. Ces matériaux composites (empilage de matériaux composites et de motifs métalliques) sont destinés à des applications de filtrage des ondes hyperfréquences les traversant, ou de contrôle de la propagation des ondes électromagnétiques (EM) qui pourraient y être piégées ou guidées. Les applications concernent notamment les radiocommunications et les radars, ainsi que les applications liées à la compatibilité électromagnétiques, aux contremesures et à la furtivité.
En premier lieu, une ouverture rayonnante est protégée du milieu extérieur par un radôme. Ce dernier est généralement constitué d’une ou plusieurs couches de matériau diélectrique. Très souvent, on souhaite intégrer dans ce radôme des motifs métalliques dans le but notamment d’améliorer les performances de l’ouverture rayonnante qu’il protège et/ou de lui conférer de nouvelles fonctionnalités, et/ou encore de la protéger d’éventuels rayonnements indésirables. On appelle alors un tel radôme, un radôme fonctionnalisé. Les surfaces sélectives en fréquences (FSS), qui permettent de filtrer les ondes éclairant l’ouverture rayonnante selon un gabarit prédéterminé, en sont un cas particulier.
Les surfaces sélectives en fréquence (FSS) sont des structures filtrantes électromagnétiques pouvant être planaires (2D), développables ou non développables (3D), des méta-surfaces, des méta-réseaux, des surfaces holographiques, et des réseaux réflecteurs.
En second lieu, un réflecteur permet d’augmenter la surface rayonnante d’une antenne afin d’augmenter la directivité de celle-ci. Ce dernier est généralement constitué d’une unique fonction réfléchissante, mais à cause de certaines contraintes techniques de conception, ces réflecteurs ou sous réflecteurs doivent intégrer dans ces surfaces rayonnantes des motifs métalliques inclus dans du matériau composite dans le but notamment d’améliorer les performances de l’ouverture rayonnante et/ou de lui conférer de nouvelles fonctionnalités. On appelle alors un tel réflecteur ou sous-réflecteur, un réflecteur ou sous-réflecteur fonctionnalisé. A titre d’exemple, un sous-réflecteur avec inclusion d’une ou plusieurs couches de motifs métalliques peut être réflecteur à une fréquence F1 et transparent électriquement à une fréquence F2. Ou encore, un réflecteur peut être composé d’une couronne extérieure avec inclusion d’une ou plusieurs couches de motifs métalliques dans un matériau composite afin de réaliser une surface réfléchissante de diamètre D1 à F1 et de diamètre D2 à F2 avec D1>D2 et F1<F2.
Troisièmement, un réseau d’antennes est une mise en réseau d’antennes unitaires de manière périodique, pseudopériodique et/ou fractale. Cette mise en réseau permet d’augmenter la surface rayonnante de l’antenne et ainsi gagner en directivité et agilité (fréquentielle et /ou spatiale). Ce dernier est généralement constitué d’une ou plusieurs couches de matériaux diélectriques avec inclusion d’une ou plusieurs couches de motifs métalliques. Ici, les motifs métalliques sont les éléments rayonnant de l’antenne. Le réseau d’antenne peut ainsi être conformé à la forme du porteur afin d’améliorer l’intégration de celle-ci aux contraintes environnementales, notamment dans l’aéronautique.
Enfin, une surface polarisante permet de modifier ou améliorer la polarisation intrinsèque d’une antenne. Cette dernière est généralement constituée d’une ou plusieurs couches de matériau diélectrique avec inclusion d’une ou plusieurs couches de motifs métalliques. A titre d’exemple, une surface polarisante permet de convertir la polarisation d’une antenne à polarisation linéaire à une polarisation circulaire. Sinon, une surface polarisante permet de convertir la polarisation d’une antenne à polarisation elliptique à une polarisation circulaire.
Il est à noter qu’un autre type de fonctionnement ou d’application peut requérir l’inclusion de motifs métalliques dans un substrat diélectrique, l’ensemble étant solidaire d’un plan conducteur du type plan de masse. C’est le cas par exemple des méta surfaces, des surfaces à haute impédance, ou encore des réseaux réflecteurs.
Avantageusement, l’étape de conversion de la différence entre la vitesse cible obtenue et la vitesse réelle du véhicule en un couple de régulation s’effectue après une étape de vérification du fait que la vitesse réelle du véhicule est inférieure à un seuil de vitesse prédéfini.
Dans un mode de mise en œuvre, le seuil de vitesse prédéfini correspond à la vitesse maximale de rampage du véhicule, de préférence inférieure à 20 kilomètres par heure.
Un objet de la présente invention est également un véhicule automobile comprenant un ordinateur et un support d'enregistrement lisible par l’ordinateur, le support d’enregistrement comprenant un programme d’ordinateur tel que défini précédemment.
dont il a déjà été fait mention, illustre schématiquement une cartographie d’un couple de rampage imposé aux roues d’un véhicule électrique ou hybride automatique en fonction de la vitesse dudit véhicule lorsque la pédale de frein n’est pas enfoncée ;
dont il a déjà été fait mention, illustre schématiquement une cartographie d’une portion de rampage à basse vitesse pour différents pourcentages d’enfoncement de la pédale de frein d’un véhicule ;
dont il a déjà été fait mention, illustre schématiquement la cartographie de la ainsi qu’une seconde cartographie décalée vers des couples plus importants ;
illustre schématiquement un procédé de régulation de la vitesse de rampage d’un véhicule sous forme de boucle de régulation selon l’invention ; et
illustre schématiquement un exemple de relation entre une vitesse cible du véhicule et une valeur représentative de l’enfoncement de la pédale de frein.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation On a représenté schématiquement sur la un procédé de régulation de la vitesse de rampage d’un véhicule sous forme de boucle de régulation. Il s’agit par exemple d’un véhicule automobile électrique ou hybride.
Le véhicule comprend en particulier un circuit de freinage comprenant une pédale de frein, une pédale d’accélérateur, des roues et un ordinateur de bord. L’ordinateur de bord est en particulier un ordinateur permettant de lire un support d’enregistrement compris dans le véhicule, le support d’enregistrement comprenant un programme d’ordinateur configuré pour mettre en œuvre le procédé ci-dessous lorsqu’il est exécuté par l’ordinateur de bord.
Dans une première étape 16, on effectue la conversion d’une valeur représentative de l’enfoncement de la pédale de frein 12, par exemple dans un mode de réalisation particulier, la valeur de la pression 18 dans le circuit de freinage, en une valeur de vitesse cible 20 de rampage du véhicule sur route plane. Comme on le verra dans la suite, grâce au procédé selon l’invention, cette vitesse de rampage sera identique sur une route en pente grâce à une régulation en boucle fermée de la vitesse du véhicule autour d’une consigne correspondant à la vitesse cible.
La valeur de la pression 18 dans le circuit de freinage est par exemple obtenue par mesure directe par un capteur de pression placé dans le circuit de freinage du véhicule.
Cette étape 16 de conversion s’effectue par exemple au moyen d’une cartographie 24 théorique ou empirique comprise dans le programme d’ordinateur. La cartographie 24 utilisée attribue sous forme de correspondance une volonté de vitesse de la part du conducteur du véhicule à une valeur représentative de l’enfoncement de la pédale de frein 12, par exemple la pression 18 de freinage. A titre d’exemple, la cartographie utilisée peut être similaire au graphique illustré en . Cette figure représente en abscisse l’enfoncement proprement dit de la pédale de frein 12, les graduations correspondant à des pourcentages d’enfoncement, sur cet exemple compris entre 0% (0) et 25% (0,25). La graduation correspondant aux pressions n’a pas été représentée. En ordonnée, le graphique de la représente la vitesse cible 20 en kilomètres par heure. Sur cet exemple la graduation va de 0 à 6 km/h.
Lorsque la pédale de frein n’est pas actionnée, autrement dit lorsque la valeur du pourcentage d’enfoncement 12 est de 0%, la vitesse cible 20 est la vitesse maximale de rampage du véhicule préalablement définie arbitrairement, de préférence inférieure à 20 kilomètres par heure pour des raisons de sécurité. Sur l’exemple de la , cette vitesse est de 5,5 km/h.
Liste des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre de simples exemples illustratifs et non limitatifs, et des dessins annexés, parmi lesquels :
Description de modes de réalisation particuliers Un premier principe général de l’invention repose sur la détermination de la position d’un équipement non fixe, par exemple un casque, connaissant la position du premier équipement avec lequel il est appairé, les angles d’orientation, par exemple azimut et élévation, du miroir du premier équipement, par exemple un point d’accès, le flux de communication réfléchit par le miroir du premier équipement pointant dans la direction de l’équipement non fixe.
Le système comprend au moins un serveur SERV de contenu, un commutateur optique SW (optical swith) , des points d’accès AP, AP1,…,AP4 dits premiers équipements et des casques utilisateurs UT, UT1,…, UT3 dits deuxièmes équipements. Selon un mode de réalisation, un procédé 10 de communication optique de données selon l’invention intervient entre plusieurs premiers équipements de télécommunication AP, pris parmi les points d’accès AP1, …AP4, dont la localisation est connue et plusieurs deuxièmes équipements UT de télécommunication pris parmi les casques utilisateurs UT1,…, UT3.
Selon certains modes de réalisation, l'axe de rotation des liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 du bras multiaxes et multi-bras 1282 sont sensiblement parallèle à l'axe Z, lorsque le satellite 10 est en orbite géostationnaire 20 selon l'attitude de mission. Une première section 1282-4 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée au corps 122 du satellite 10 sur la face de fixation du dispositif 1224 par la liaison 1282-7. Cette première section 1282-4 est mobile par rapport au corps 122 dans le plan (X, Y). Une seconde section 1282-5 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée à la première section 1282-4 du bras multiaxes et multi-bras 1282 par la liaison 1282-8. Une troisième section 1282-6 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée à la seconde section 1282-5 du bras multiaxes et multi-bras 1282 par la liaison 1282-9. La troisième section 1282-6 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée à l’élément d’équilibrage 1284, et est immobile par rapport à l’élément d’équilibrage 1284. Les liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 permettent aux sections 1282-4, 1282-5, 1282-6 et à l’élément d’équilibrage 1284 à de se déplacer dans le plan (X, Y).
Selon d’autres modes de réalisation, l'axe de rotation des liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 du bras multiaxes et multi-bras 1282 peut être pourvu en outre de composantes additionnelles selon l’axe X et/ou l’axe Y. Dans ce cas, les liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 sont configurées pour permettre le déplacement des sections 1282-4, 1282-5, 1282-6 dans le repère orbital local =(X, Y, Z) de manière à effectuer un ajustement plus fin de l’élément d’équilibrage 1284. Un tel mode de réalisation des liaisons pivots est particulièrement utile lorsque l’élément d’équilibrage 1284 est une masse active.
Ainsi, lors des calculs d’équilibre des moments de détermination des paramètres de masses et de longueurs caractéristiques du dispositif d’équilibrage 128, les facteurs de coût et d’encombrement (volume de stockage disponible sur le satellite 10 lors de son lancement) peuvent être pris en compte. Par exemple, l’encombrement du dispositif de déploiement 1282 selon la technologie du bras télescopique étant plus faible que l’encombrement selon la technologie du bras multiaxes et multi-bras, la longueur du bras télescopique peut être plus élevée que celle du bras multiaxes et multi-bras. Ainsi la masse du dispositif d’équilibrage 128 et notamment de l’élément d’équilibrage 1284 sera plus faible avec une telle technologie. Il est à noter que la masse du bras télescopique peut aussi être plus faible que celle du bras multiaxes et multi-bras à longueur égale.
Les modes de réalisation de l’invention fournissent ainsi un dispositif d’équilibrage 128 efficace et peu coûteux, ne nécessitant pas de modifications majeures de la plateforme 120 et en particulier pas de modification du dispositif de propulsion 126. La fixation du dispositif d’équilibrage 128 sur le corps 122 du satellite 10 limite l’encombrement général du satellite 10, tandis que son utilisation a un impact limité sur la consommation de carburant du satellite 10. Avantageusement, les modes de réalisation de l’invention ne sont pas intrusifs sur le satellite 10.
Selon certains modes de réalisation, le satellite 10 comprend un dispositif de propulsion 126 à propulsion plasmique. Tel qu’utilisé ici, la propulsion plasmique fait référence à un type de propulseur spatial à plasma. Ce type de propulseur utilise des champs et des rayonnements électromagnétiques variables pour chauffer, ioniser et accélérer un gaz, comme par exemple et sans limitation le xénon, le krypton ou l’iode. La propulsion plasmique permet d’utiliser un satellite 10 plus léger ou plus performant, en économisant la masse de combustible embarqué.
La est un organigramme représentant un procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage 128 mis en œuvre pour contrôler la position du centre d’inertie d’un satellite 10.
La phase d’initialisation du dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 peut comprendre une étape 720 dans laquelle le satellite 10 est lancé et positionné en orbite géostationnaire 20.
L’implémentation du dispositif d’équilibrage 128 et donc l’utilisation d’un dispositif de propulsion 126 disposant d’une propulsion plasmique a un impact de quelques jours seulement sur la durée de mise à poste (ou mise en orbite) du satellite 10 par rapport aux systèmes de l’état de la technique, en raison notamment de la réalisation du déploiement du dispositif d’équilibrage 128 pendant les phases de test et après la mise à poste.
L’ensemble des dispositifs déployés après la mise en orbite du satellite 10 sont appelés "appendices spatiaux". Les appendices spatiaux peuvent comprendre des panneaux solaires, les antennes de télécommunications ou réflecteurs, le dispositif d’équilibrage 128 ou tout autre équipement équivalent du satellite 10. Lors du lancement du satellite 10 et de sa mise en orbite, les différents appendices spatiaux, sont soumis à des efforts important. Afin de les protéger pendant cette phase, les appendices spatiaux peuvent être repliés et maintenus de façon temporaire sur au moins une face du corps 122 du satellite 10 afin de les immobiliser. Les appendices peuvent être « gerbés », c'est à dire qu’ils peuvent être maintenus en configuration de stockage, par un dispositif de gerbage comprenant plusieurs mécanismes de maintien et de libération. Après cette phase, le dispositif de gerbage est actionné afin de libérer les appendices spatiaux et d'assurer leur déploiement.
La phase d’initialisation du dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 peut en outre comprendre une étape 740 de déploiement d’un instrument 142 fixé au satellite 10 par une des deux faces 1222, 1224 du corps 122 sensiblement orthogonales à l’axe X. Par exemple, une antenne de télécommunications, comprenant un réflecteur de grand diamètre, peut être fixée à la face de fixation de l’instrument 1222.
La phase d’initialisation du dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 peut également comprendre une étape 760 de déploiement du dispositif d’équilibrage 128 fixé au satellite 10 par la face de fixation du dispositif 1224 sensiblement orthogonale à l’axe X, opposée à la face de fixation l’instrument 1222.