INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
On considère alors que le dispositif d’analyse cristallographique est apte à détecter dans une pièce des défauts des dimensions du pion, pour une épaisseur correspondante de la pièce à analyser.
Les étapes de mise en place d’un pion 14 et de mesure d’un signal altéré du pion 14 et de la portion 16 peuvent être répétées avec plusieurs pions 14 présentant des dimensions différentes les uns des autres, notamment des dimensions de plus en plus petites. Cela permet de déterminer des dimensions minimales du pion 14 pour qu’il soit détectable par le dispositif d’analyse en combinaison avec la portion 16 mesurée et l’épaisseur de matériau traversée correspondante.
On peut ainsi obtenir une taille minimale de défaut détectable par le dispositif d’analyse pour une épaisseur de matériau considérée.
Ces étapes de mesure d’un signal de base d’une portion 16, de mise en place d’un pion 14 et de mesure d’un signal altéré du pion 14 et de la portion 16, peuvent être répétées pour plusieurs portions 16 du bloc principal 12, comme représenté sur la .
Cela permet de déterminer la taille minimale de défaut détectable en fonction de l’épaisseur de matériau traversée.
L’étape d’optimisation des paramètres d’acquisition est répétée pour chaque portion 16, afin d’obtenir des paramètres optimisés pour toute épaisseur de matériau considérée.
Procédé de suivi de la synthèse d’une dispersion de particules métalliques et dispositif pour le mettre en œuvre La présente invention concerne le domaine du contrôle de la qualité, notamment en temps réel, de dispersions de particules métalliques, en particulier d’encres chargées en particules métalliques destinées à l’impression de circuits électroniques. Plus précisément, elle concerne le suivi de la synthèse et le contrôle de la qualité, notamment en temps réel, d’une dispersion de particules métalliques, i.e. durant la mise en œuvre du procédé de synthèse.
Les encres conductrices à base de particules métalliques sont utilisées pour l’impression de circuits électroniques, destinés par exemple à fabriquer des antennes RFID/NFC, des panneaux de commande, des capteurs de température, des capteurs de pression, des capteurs de pH, ou des jauges de contrainte, etc.
L’impression des circuits électroniques requiert une encre formée de particules métalliques en dispersion dans un solvant, et dans laquelle la concentration en particules est contrôlée. Or, la qualité de l’encre formée au cours de la synthèse peut être impactée par la formation d’agglomérats de particules, par la présence d’impuretés, ou par une variation non maîtrisée de la concentration en particules.
La synthèse des dispersions de particules métalliques est généralement réalisée par un mélange direct de poudre de particules métalliques et un solvant, ou par une réaction d’oxydo-réduction. Il est connu d’utiliser des méthodes optiques telles que la microscopie pour déterminer la concentration et la distribution de particules dans un solvant. Cependant, ces méthodes de microscopie optique nécessitent une préparation spécifique des échantillons et ne peuvent pas être mises en œuvre pour une mesure en temps réel au cours de la synthèse des particules. Des méthodes optiques sont également connues pour le suivi en temps réel de réactions chimiques dans un solvant, mais celles-ci ne peuvent pas être utilisées dans le cadre de la synthèse de dispersions de particules destinées à former une encre, en raison de l’opacité résultant de la présence des particules métalliques.
Quant au taux d’oxydation d’un métal, induisant une corrosion, il est connu de la détecter sur des plaques à l’aide de méthodes non destructives mettant en œuvre, par exemple, des techniques électromagnétiques, ultrasonores ou térahertz. Également, la littérature récente montre qu’il est possible de d’évaluer la présence d’un phénomène de corrosion par des mesures capacitives sur des poudres métalliques, notamment pour des applications en fabrication additive. Cependant, ces méthodes n’ont pas été mises en œuvre sur des dispersions de particules métalliques dans un solvant.
De plus, dans le mode SPAD, l’unité de traitement UT est configurée pour déterminer, à partir de la première I1 et de la deuxième images I2, un intervalle d’erreur de mesure de position horizontale et / ou verticale de l’aéronef, appelé rayon de protection RP. C’est-à-dire que le système 1 est adapté pour préciser l’intégrité des mesures de position horizontale et / ou verticale fournies dans le mode SPAD calculées via les des données DS.
Dans le domaine de l’invention, l’intégrité représente le degré de confiance que l’on peut placer dans l’exactitude des informations fournies par un système de navigation. La mesure de l’intégrité d’un système de navigation est généralement réalisée en définissant des bornes d’alerte. On dit alors qu’il y a une défaillance de positionnement lorsque la différence entre la position réelle du corps et celle fournie par le système de navigation dépasse les bornes d’alerte définies. Les bornes d’alerte désignent les erreurs de position maximales que le système peut commettre en respectant des contraintes d’intégrité, et donc de défaillance. Elles se nomment respectivement « HAL » (pour « Horizontal Alert Limit » en anglais) ou « HPL » (pour « Horizontal protection level » en anglais), ainsi que « VAL » (pour « Vertical Alert Limit » en anglais) and « VPL » (pour « Vertical Protection Level » en anglais). En ce qui concerne l’erreur de position horizontale et / ou verticale, on peut également parler de « rayon de protection ». Pour une navigation ou des approches de type RNP (pour Required navigation performance en anglais), l’intégrité du système de navigation est obligatoire par définition. La navigation RNP est définie dans la norme « RTCA DO 236 MINIMUM AVIATION SYSTEM PERFORMANCE STANDARDS: REQUIRED NAVIGATION PERFORMANCE FOR AREA NAVIGATION » et par « ICAO Doc 9613 Performance-based Navigation (PBN) Manual » (voir §1.2.4.1 ou encore §2.3.4).
Le concept d’intégrité pour l’aéronautique est quant à lui défini par la norme RTCA, Inc., Minimum Operational Performance Standards for Global Positioning System/Wide Area Augmentation System Airborne Equipment, RTCA DO-229C, November 28, 2001.
La mesure de l’intégrité à partir de deux images fournies par un même capteur d’image est décrite dans la demande de brevet FR 3 091 777, notamment en section §261-§264.
Dans l’invention, l’utilisation de capteurs SPAD permet d’assurer l’intégrité du système dans un contexte où les autres systèmes de navigation basés sur des capteurs d’image conventionnels ne peuvent pas garantir l’opération.
Le système de l’invention permet donc de fournir des mesures conventionnelles dans des conditions habituelles de vol et des mesures renforcées combinées à une information d’intégrité dans des conditions spécifiques. Le système ainsi formé constitue donc un système d’aide à la navigation plus performant et plus polyvalent que ceux de l’art antérieur. Il faut noter que les données SPAD et les données conventionnelles associées à des capteurs d’image conventionnels sont particulièrement complémentaires. En effet, la plage d’utilsation des données SPAD correspond à une plage où les images conventionnelles sont inutilisables soit par manque de luminosité (vol de nuit) soit par manque de contraste (contraste inférieur à 5% et vol dans le brouillard de jour), soit par manque de luminosité et de contraste (vol de nuit dans le brouillard).
Selon un mode de réalisation, le choix entre les modes SPAD et conventionnel peut aussi être opéré par un utilisateur de l’aéronef, comme le pilote ou un membre de l’équipage par exemple.
Selon un mode de réalisation, l’information de mesure IR ou IC est transmise au pilote via un système d’affichage cockpit pour faciliter la prise de décision du pilote. De plus, l’information IR ou IC est transmise à un système de calcul des consignes de vol comme un pilote automatique ou un système de commandes de vol afin de permettre un ajustement ou non des paramètres de vol de l’aéronef.
Selon une première variante de l’invention, le système 1 comprend une seule caméra SPAD. Dans cette première variante de l’invention, la première image est acquise à un premier instant t1 et la deuxième image est acquise à un deuxième instant t2. Comme cela est détaillé dans la demande FR 3 091 777, dans la première variante de l’invention, le rayon de protection est déterminé à partir d’une valeur de mouvement de l’aéronef entre le premier instant t1 et le deuxième instant t2. Pour des raisons de concision, nous ne reprendrons pas dans la présente demande le détail du calcul du rayon de protection, celui-ci étant explicité dans la demande FR 3 091 777. De manière préférentielle, la détermination de la valeur de mouvement est une valeur de rotation et/ou une valeur de translation déterminée par comparaison de points d’intérêt entre la première I1 et la deuxième image I2. Ainsi, il est possible de déterminer le rayon de protection du système 1 par le biais de données DS provenant uniquement de la caméra SPAD.
Alternativement, la valeur de mouvement est déterminée par d’autres moyens, par exemple par le biais de données GPS.
La figure 2 illustre un mode de réalisation de la première variante de l’invention adapté pour effectuer une mesure par lidar de la distance entre un point de la scène observée et l’aéronef. Pour cela, le système comprenant un laser L émettant un rayonnement laser RL. De plus, la caméra SPAD est adaptée pour détecter un rayonnement laser RR réfléchi par la scène et l’unité de traitement est adaptée pour déterminer la distance de telle sorte que la mesure renforcée comprenne la distance .
Selon un mode de réalisation, la source L est adaptée pour émettre un rayonnement laser impulsionnel et l’unité de traitement détermine la distance à partir d’un temps de vol des impulsions laser, , avec la célérité de la lumière dans l’air.
Alternativement, selon un autre mode de réalisation, la source L est adaptée pour émettre un rayonnement laser de type FMCW (pour Frequency Modulated Continuous Wave en anglais). Dans ce mode de réalisation, la fréquence optique de la source est modulée, par exemple avec une rampe linéaire périodique. En outre, la lumière issue de la source est divisée en deux voies, une partie (voie objet) du rayonnement RL est projetée sur un point de la scène où elle est rétrodiffusée, partiellement en direction de la caméra SPAD (rayonnement RR). L’autre partie (voie de référence) du rayonnement RL est envoyée vers la caméra SPAD sans passer par la scène. Les deux voies interfèrent sur la caméra SPAD. Les interférences produisent des battements dont la fréquence est proportionnelle au retard entre les deux voies, donc à la distance. Plus précisément, pour une rampe linéaire, la fréquence des oscillations est avec B l’excursion de fréquence optique ou chirp pendant la durée T de la rampe, c la vitesse de la lumière. On déduit la distance z du nombre N ( ) de périodes mesurées pendant la durée T: . La résolution en distance est .
Compte tenu du fait que la caméra SPAD est un détecteur matriciel, dans le mode de réalisation de la figure 2, il est possible d’obtenir une information de distance pour tout pixel de la caméra SPAD. Il est donc possible d’obtenir une cartographie 2D de la distance de la scène, aussi appelée « image 3D de profondeur », c’est à dire une image 2D dans laquelle l’intensité d’un pixel d’un point de la scène est proportionnelle à la distance entre l’aéronef et ce point. Ainsi, de manière préférentielle, une image 3D de profondeur de la scène est calculée par l’unité de traitement UT. Plus précisément, l’unité de traitement est adaptée pour calculer une image 3D de profondeur de la scène à partir de distance entre des points de la scène et l’aéronef, chaque distance associée à un point étant déterminée par l’unité de traitement à partir du rayonnement RR détecté par un pixel de la caméra SPAD différent des autres. Ainsi, la mesure renforcée comprend les distances .
Selon une deuxième variante de l’invention, le système 1 comprend une première caméra SPAD, notée CS1 et une deuxième caméra SPAD, notée CS2. La illustre schématiquement ce mode de réalisation. De manière préférentielle, dans la deuxième variante, la première et la deuxième caméra SPAD sont synchronisées de sorte que la première et la deuxième image soient acquises simultanément respectivement par la caméra CS1 et par la caméra CS2. Cette caractéristique permet de calculer une image 3D de profondeur de la scène. Aussi, de manière préférentielle, l’unité de traitement UT est adaptée pour calculer une image 3D de profondeur de la scène à partir de la première et de la deuxième image. Les algorithmes permettant de calculer une image 3D de profondeur à partir de deux images acquises simultanément sont bien connus de l’homme de l’art (voir par exemple, https://www.mathworks.com/discovery/stereo-vision.html). Ce mode de réalisation permet une reconstruction aisée du relief de la scène Obj et la mesure renforcée comprend l’image 3D. Dans ce mode de réalisation, le calcul de l’intégrité est simplifié par rapport au mode de réalisation de la . En effet, les images I1 et I2 étant acquises simultanément, il n’est pas nécessaire de déterminer le mouvement de l’aéronef entre les instants de prises de vues.
Compte tenu de la cadence très élevée des prises de vue des caméras CS1, CS2, il est possible de moyenner plusieurs images obtenues par la caméra CS1 et par la caméra CS2 pendant un temps d’exposition de quelques microsecondes, voire quelques millisecondes selon la vitesse de l’aéronef, pour calculer l’image 3D de profondeur, sans que la reconstruction de l’image 3D soit perturbée par la distorsion d’images induite par le mouvement de l’aéronef. Le fait d’accumuler plusieurs images pendant un temps d’exposition - prédéterminé en fonction de la vitesse de l’aéronef - permet d’augmenter le rapport signal sur bruit de de l’image 3D. Ainsi, de manière préférentielle, l’image 3D de la scène est reconstruite à partir d’une première image moyennée et d’une deuxième image moyennée, la première et la deuxième image moyennées étant respectivement générée par l’unité de traitement en moyennant une pluralité d’images acquises par la caméra CS1 et CS2, pendant un temps d’exposition prédéterminé en fonction de la vitesse de l’aéronef.
201 : Etape de constitution des signaux de référence de lacet
201a : Etape de prédiction des vitesses de lacet à l’horizon relativement lointain
201b : Etape de prédiction des vitesses de lacet à l’horizon proche de l’état courant
202 : Etape d’optimisation de la commande prédictive
203 : Correction des angles de lacet sur les valeurs prédites par rapport aux valeurs réellement exécutées en commande
215 : Prédiction du lacet à pas variable
Ecran d'affichage comprenant des pixels d'affichage à diodes électroluminescentes La présente description concerne de façon générale un écran d'affichage ayant des pixels d'affichage comprenant des diodes électroluminescentes.
Pour un pixel intelligent, c'est généralement le nombre de plots conducteurs du pixel intelligent, utilisés pour la connexion électrique du pixel intelligent à la dalle, qui impose les dimensions du pixel intelligent, notamment en raison de la taille minimale de ces plots et de l'espace minimum devant être prévu entre ces plots. Il est donc souhaitable de réduire le nombre de plots conducteurs.
Il est connu de commander une diode électroluminescente par modulation de largeur d'impulsions, appelée également commande PWM (sigle anglais pour Pulse Width Modulation). Ce type de commande consiste à faire circuler des impulsions successives de courant d'intensité constante dans la diode électroluminescente, les impulsions étant répétées de façon cyclique, le rapport cyclique déterminant l'intensité lumineuse émise par la diode électroluminescente. Une telle commande permet de façon avantageuse de faire fonctionner la diode électroluminescente à son point de fonctionnement optimum où l'efficacité de la diode électroluminescente, égale au rapport entre la puissance lumineuse émise par la diode électroluminescente et la puissance électrique consommée par la diode électroluminescente, est maximale.
Un exemple de procédé de commande PWM nécessite un signal analogique de référence, généralement périodique, variant de façon continue entre une valeur minimale et une valeur maximale. Un exemple d'un tel signal analogique de référence comprend une succession de rampes de tension. La mise en oeuvre d'un tel procédé de commande PWM avec des pixels intelligents présente l'inconvénient qu'un plot conducteur supplémentaire doit être prévu pour chaque pixel intelligent pour la transmission du signal analogique de référence.
, ajouter à
Tant que n’est pas vide :
Retirer de
Si et si :
Cette série d’instructions peut être résumée de la façon suivante : à chaque itération, tous les nœuds de la liste L sont réévalués, c’est-à-dire ceux dont au moins un voisin (au sens du stencil indirect) a été amélioré à l’itération précédente (valeur absolue de l’amélioration supérieure au seuil de convergence ). La réévaluation de chacun de ces nœuds provoquera la réévaluation de tous leurs voisins (au sens du stencil direct). Cette procédure se répète jusqu’à ce que plus aucun nœud ne change de valeurs. Les nœuds initiaux sont l’ensemble des nœuds de D.
Il est aussi connu une autre technique de la demande US 2011/0046927 A1, la technique étant itérative et correspondant au schéma de résolution :
Pour tout de :
Si : Si : : Si n’appartient pas à :
Ajouter y à Retirer x de L
Pour la suite, une telle technique est appelée technique FIM, l’abréviation FIM renvoyant à la dénomination de « Fast Iterative Marching » qui signifie littéralement marche itérative rapide.
Les deux techniques précitées, à savoir la technique FIM et la technique AGSI, sont très proches, ce qui n’est guère surprenant puisque ces techniques résolvent le même problème et relèvent toutes les deux d’une technique itérative de résolution.
Néanmoins, malgré leurs similitudes, ces deux techniques ne sont pas strictement équivalentes.
La présente divulgation ne se limite pas aux exemples décrits ci-avant, seulement à titre d’exemple, mais elle englobe toutes les variantes que pourra envisager l’homme de l’art dans le cadre de la protection recherchée.
Procédé de traitement de données d’un dispositif d’assistance au pilotage d’aéronefs L’invention concerne de manière générale le domaine de gestion de mission d’aéronefs, et en particulier un procédé de traitement de données d’un dispositif d’assistance au pilotage d’aéronefs.
Les aéronefs, qu’ils soient civils ou militaires, sont de complexité toujours croissante. La gestion stratégique des missions en cours et futures d’un aéronef, implique une charge de travail de plus en plus importante pour l’équipage, et notamment pour les pilotes, lorsqu’un évènement survient. Un évènement peut être un évènement interne à l’aéronef, tel qu’une défaillance d’un système, un problème médical d’un passager, ou un événement externe à l’aéronef, tel que par exemple un changement de météo ou une dégradation d’une installation. Un évènement peut aussi être un évènement opérationnel, comme par exemple une modification de la mission initialement prévue, pouvant résulter d’un évènement interne ou externe.
Les solutions connues d’assistance et/ou de gestion de missions en cours et futures d’un aéronef sont classiquement soit des systèmes purement avioniques soit des systèmes du monde ouvert. Par définition, les systèmes purement avioniques appelés ‘systèmes certifiés’ (ou parfois ‘systèmes de l’avionique certifiée’) sont soumis à des contraintes de certification sur le matériel et le logiciel. Les systèmes du monde ouvert appelés ‘systèmes non-certifiés’ (ou parfois ‘systèmes de l’avionique non-certifiée’), ne sont pas soumis aux mêmes contraintes de certification que les systèmes certifiés. Les systèmes non-certifiés couvrent du matériel pouvant accueillir du logiciel non-certifié mais soumis à une approbation opérationnelle de l’aéronef. Les systèmes non-certifiés ont l’avantage d’avoir moins de contraintes de développement, avec des processus de développement et de déploiement plus courts.
Ces systèmes non-certifiés ne tiennent pas compte de l’ensemble des données provenant des systèmes certifiés et non-certifiés de l’aéronef. Par exemple, les systèmes non-certifiés ne sont pas connectés à l’avionique. Ils ont donc une vision incomplète d’une situation courante car ils n’intègrent pas de manière continue l’état de l’aéronef et l’évolution de la mission prévue. Ces systèmes ne permettent donc pas de proposer aux opérateurs de l’aéronef des propositions ou suggestions leur permettant de prendre une décision pertinente dans son ensemble. Au contraire, chacune des solutions connues présent uniquement des informations parcellaires ne permettant pas à elles seules de générer une vision globale du contexte de vol et du contexte environnemental.
Les systèmes non-certifiés sont généralement constitués de plusieurs applications, ayant chacune une fonctionnalité spécifique, qui ne sont pas adaptées pour délivrer des suggestions relatives à la mission dans sa globalité. Typiquement, les systèmes non-certifiés se contentent de présenter des affichages synthétiques de situations à des opérateurs de l’aéronef. Enfin, les systèmes non-certifiés ne proposent pas d’affichage d’informations basé sur le principe de notifications d’informations aux opérateurs de l’aéronef.
Les systèmes certifiés traitent avant tout des aspects tactiques et de sécurité d’un changement de contexte, c’est-à-dire orientés vers une réaction immédiate que les opérateurs de l’équipage doivent avoir. Les systèmes certifiés ne sont pas en mesure d’analyser les conséquences à moyens et/ou longs termes d’une situation courante. Même si ces systèmes certifiés évoluaient afin d’intégrer des capacités de suggestions, ils se trouveraient vite limités en termes de puissance de calcul et également en termes de capacités de collecte de nouvelles données, notamment du fait que leurs cycles de développement et d’évolution sont des cycles longs, et évidement du fait des contraintes de certification.
Avec les différents systèmes de l’état de l’art, lorsqu’un changement de l’état de l’aéronef ou un évènement extérieur survient, les opérateurs de l’équipage d’un aéronef doivent analyser les informations fournies par une multitude de systèmes et déterminer la stratégie d’adaptation de la mission qui lui parait être la meilleure.
La plupart du temps, les opérateurs de l’équipage d’un aéronef doivent se contenter d’analyser un sous-ensemble de données qui lui parait pertinent, car ils n’ont ni le temps ni la capacité de reconsidérer le contexte dans sa globalité, les informations étant trop nombreuses. Aussi, les opérateurs de l’équipage d’un aéronef font l’hypothèse que les seuls changements vis-à-vis de la situation initiale, sont ceux ayant déclenché l’analyse. Cependant, une telle hypothèse n’est pas toujours avérée. Par exemple, la météo sur un des aéroports de déroutement possible peut avoir évoluée entre la préparation du vol et son exécution. Les opérateurs de l’équipage d’un aéronef peuvent prendre la décision d’un déroutement sur cet aéroport inopérant, ce qui correspond à une mauvaise solution de déroutement.
Certaines solutions existantes de dispositif d’assistance au pilotage d’aéronefs visent à apporter des aides aux opérateurs de l’équipage pour leur permettre une analyse de l’impact d’un changement de contexte sur une mission en cours, comme décrit par exemple dans US 10096253 et US 10109203.
Cependant, ces solutions connues sont basées sur la présentation brute d’informations à l’équipage provenant directement de quelques systèmes. Ces solutions connues ne fournissent pas de propositions de suggestions établies sur des multicritères, selon l’ensemble des différents systèmes disponibles.