INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Un troisième aspect de l’invention concerne un procédé de commande d’au moins un appareil d’examen de vue mis en œuvre par le système de commande selon l’invention, comportant les étapes suivantes : Réception par le boîtier de commande, d’instructions correspondant à une commande d’un appareil ; Si une première condition selon laquelle la clé matérielle connectée à l’appareil n’est pas connectée à un dispositif de commande est remplie : Envoi par le boîtier de commande, d’au moins une commande à l’appareil via la clé matérielle correspondante ; Réception par la clé matérielle de la commande envoyée ; Conversion par la clé matérielle, de la commande reçue dans le premier protocole de communication propre à l’appareil ; Envoi par la clé matérielle de la commande convertie à l’appareil ; Réception par la clé matérielle d’au moins une donnée envoyée par l’appareil ; Conversion par la clé matérielle, de la donnée reçue dans le deuxième protocole de communication du boîtier de commande ; Envoi par la clé matérielle de la donnée convertie au boîtier de commande ; Réception et traitement par le boîtier de commande, de la donnée convertie ; Si la première condition n’est pas remplie : Si une deuxième condition selon laquelle les instructions reçues comprennent le mode commande est remplie : Blocage par le boîtier de commande, de la communication entre l’appareil et le dispositif de commande via la clé matérielle correspondante ; Réalisation des étapes réalisées si la première condition est remplie ; Si la deuxième condition n’est pas remplie : Déblocage par le boîtier de commande, de la communication entre l’appareil et le dispositif de commande via la clé matérielle correspondante.
Selon une variante de réalisation, le procédé selon l’invention comprend en outre les étapes suivantes réalisées à la suite de l’étape de déblocage : Réception par la clé matérielle d’au moins une donnée échangée entre l’appareil et le dispositif de commande ; Conversion par la clé matérielle, de la donnée reçue dans le deuxième protocole de communication du boîtier de commande ; Envoi par la clé matérielle de la donnée convertie au boîtier de commande ; Réception et traitement par le boîtier de commande, de la donnée convertie.
- le faisceau lumineux émis par l’unité d’émission est réfléchi sur la portion utile du support de sorte à former une image virtuelle dans le champ de vision du conducteur en position de conduite, et
- l’image virtuelle formée est la même image pour l’œil droit et l’œil gauche du conducteur.
Selon d’autres aspects avantageux, le dispositif comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- le support présente une inclinaison, dite inclinaison principale, par rapport à la verticale, l’unité d’émission étant inclinée relativement au support d’une inclinaison, dite inclinaison relative, les contraintes de positionnement stipulant que l’inclinaison principale et l’inclinaison relative sont telles que le faisceau lumineux émis par l’unité d’émission et réfléchi sur la portion utile forme une image virtuelle dans le champ de vision du conducteur en position de conduite ;
- le miroir concave présente un sommet et un foyer, les contraintes de positionnement stipulant que l’unité d’émission est positionnée côté conducteur dans une zone entre le sommet du miroir concave et un point de référence, les contraintes de positionnement stipulant que le point de référence est un point situé entre le sommet et le foyer du miroir concave positionné sur la droite reliant le sommet et le foyer du miroir concave de sorte que l’image virtuelle formée dans le champ de vision du conducteur en position de conduite soit la même image pour l’œil droit et l’œil gauche du conducteur ;
- le miroir concave présente un rayon de courbure, la position du point de référence dépendant du rayon de courbure du miroir concave ;
- la distance entre le point de référence et le sommet du miroir concave est dite distance utile, les contraintes de positionnement stipulant que la distance utile vérifie la relation suivante :
d est la distance utile, R est le rayon de courbure du miroir concave, et A, B et C sont des nombres positifs ;
- le miroir concave présente un rayon de courbure, le rayon de courbure étant tel que l’image virtuelle présente un grossissement strictement supérieur à un ;
- l’unité d’émission présente un autre mode de fonctionnement, dit mode d’affichage direct, tel que les informations émises par l’unité d’émission sont directement lisibles par le conducteur sur l’unité d’émission lorsque le conducteur en position de conduite regarde l’unité d’émission ;
- le mode d’affichage direct et le mode d’affichage tête haute correspondent à des inclinaisons relatives différentes de l’unité d’émission par rapport au support ;
- le dispositif d’affichage comprend un mécanisme de pivotement propre à faire pivoter l’unité d’émission entre le mode d’affichage tête haute et le mode d’affichage direct.
La présente description concerne aussi un ensemble de conduite comprenant :
un véhicule muni d’un guidon, tel qu’une moto ou un scooter, et un dispositif d’affichage tel que décrit précédemment, le dispositif d’affichage étant intégré au véhicule de sorte à être positionné en vis-à-vis du haut du corps d’un conducteur en position de conduite pour déflecter l’air lors de la conduite du véhicule et permettre l’affichage d’informations de contrôle du véhicule par la formation d’une image virtuelle dans le champ de vision du conducteur en position de conduite, l’image virtuelle formée étant la même image pour l’œil droit et l’œil gauche du conducteur.
La présente description concerne aussi un procédé de conception d’un dispositif d’affichage tel que décrit précédemment pour un véhicule muni d’un guidon, tel qu’une moto ou un scooter, le procédé comprenant les étapes suivantes :
est la matrice d’observation associée au gain unitaire K j+1 (T N ) calculé à l’instant de réception T N pour la j+1-ième composante du vecteur de mesure z(T N ).
L’équation 2 a pour origine le fait que le gain K R (T N ) doit respecter l’équation suivante :
- pour tout j, est la j-ième colonne du gain K R (T N ), et
- pour tout j, H j (T N ) est la j-ième ligne de la matrice d’observation H(T N ).
Dans l’exemple proposé dans lequel les positions GNSS et inertielles sont reçues lors de l’étape de réception 110, le vecteur de mesure z(T N ) comprend trois composantes puisque la position GNSS et la position inertielle comprennent respectivement trois composantes. Ainsi, l’application de l’équation 2 à ce cas, donne un gain K R (T N ) égal à :
Puis, lors d’une première étape de détermination 130, selon une technique connue en soi, le vecteur d’état estimé (X(T N )) du porteur 5 est déterminé à partir du gain K R (T N ) évalué lors de l‘étape d’évaluation 120, la matrice d’observation H(T N ) et la matrice de propagation F(T N ), par exemple selon l’équation 1 en initialisant le vecteur d’état estimé X(T 1 ) à zéro pour le premier instant de réception T 1 .
Puis, lors d’une première étape de calcul 140, le module de traitement 20 calcule une matrice de propagation d’erreur d’estimation A(T N ) de l’état à partir de la matrice de propagation du vecteur d’état F(T N ), du gain K R (T N ) du filtre d’estimation et de la matrice d’observation H(T N ).
Par exemple, la matrice de propagation d’erreur d’estimation A(T N ) est calculée selon l’équation suivante :
La matrice de propagation d’erreur d’estimation A(T N ) est calculée à partir du gain K R (T N ) du filtre d’estimation.
Toujours lors de la première étape de calcul 130, le module de traitement 20 calcule une matrice d’influence de l’erreur bornée B(T N ) par exemple selon l’équation suivante :
Les matrices de propagation d’erreur d’estimation A(T N ) et d’influence d’erreur bornée B(T N ) sont issues de l’équation suivante d’évolution du vecteur d’état estimé X(T N ) :
où est un vecteur d’erreurs bornées comprenant les valeurs des erreurs bornées à l’instant T N .
Il est clair que le vecteur d'erreurs bornées est inconnu puisque uniquement la borne d’erreur S(T N ) est connue. Ainsi, chaque erreur bornée du vecteur d’erreurs bornées a une valeur inconnue, comprise entre la valeur HIL ; VIL de la composante associée dans la borne d’erreur S(T N ) et l’opposée de la valeur –HIL ; -VIL de la composante associée dans la borne d’erreur S(T N ).
L’homme du métier remarquera qu’en utilisant les équations 5 et 6, l’équation 7 s’écrit sous la forme :
Puis, lors d’une deuxième étape de calcul 150, le module de traitement 20 calcule N matrices de transfert (V(N,i)) i=1..,N . A cet effet, le module de traitement 20 calcule les matrices de transfert (V(N,i)) i=1,…,N à partir des N-1 matrices de transfert (V(N-1, i)) i=1,…,N-1 calculées à l’instant de réception précédent T N-1 , de la matrice de propagation d’erreur d’estimation A(T N ) audit instant de réception T N et de la matrice d’influence de l’erreur bornée B(T N ) audit instant de réception T N .
- une contrainte opérationnelle pour le centrage de l’aéronef (« CGE, CGE_REF=25 »), exprimée en pourcents de CMA ;
- la contrainte opérationnelle pour la masse (« Masse palier SPEC ») du point de vol associé, exprimée en livres ;
- un temps de vol jusqu’au début de l’étape de vol (« Temps de vol début palier »), exprimé en minutes, correspondant au temps entre le début du vol d’essai et le début de l’étape de vol ;
- un temps total en étape de vol (« Temps total en palier ») exprimé en minutes, correspondant à la durée de l’étape de vol. Ce temps comprend notamment le temps de stabilisation et le temps de mesure ;
- un temps d’attente (« Temps d’attente ») exprimé en minutes, correspondant à la durée nécessaire à partir du début de l’étape de vol pour que l’aéronef atteignent des conditions dans lesquelles les mesures doivent être prises ;
- une masse moyenne de l’aéronef à la première mesure (« Masse moyenne 1 ère mesure »), exprimée en livres, correspondant à la masse effective de l’aéronef lors de la première mesure ;
- un écart de masse à la contrainte opérationnelle pour la masse (« Delta de masse »), exprimé en livres, correspondant à la différence de masse entre la masse moyenne de l’aéronef à la première mesure et la contrainte opérationnelle pour la masse ;
- les tolérances supérieure et inférieure de masse du point de vol associé (« Tolérance supérieure », « Tolérance inférieure »), exprimées en livres ;
- la masse de l’aéronef en fin d’étape de vol (« Masse fin de palier »), exprimée en livres) ; et
- le débit massique de carburant consommé en début d’étape de vol (« Fuel flow Début palier »), exprimé en livres par heure. Le débit massique de carburant consommé en début d’étape de vol est par exemple communiqué au(x) pilote(s) par pré-affichage rapide pour qu’ils prennent connaissance du régime moteur correspondant à l’étape de vol.
Le profil de vol d’essai est destiné à être consulté par l’équipage de l’aéronef et/ou par une équipe d’ingénieurs d’essais pour la préparation du vol d’essai. Le profil de vol d’essai permet à l’équipage d’anticiper les étapes de vol en amont du vol ou pendant le vol. L’équipage est en outre apte à modifier le profil de vol d’essai avant le vol ou durant le vol à l’aide du système de détermination 10 selon l’invention, comme on le verra plus bas.
Ainsi, à la lecture du profil de vol d’essai, l’équipage prend connaissance de la succession d’étapes de vol à effectuer. Dans l’exemple de la , la première étape de vol correspond à l’étape de vol de référence « 06.CRZ.78 ». La deuxième étape de vol correspond à l’étape de vol de référence « 06.CRZ.6 ».
Les points ainsi définis peuvent être utilisés pour être saisis dans un directeur de vol (Flight Management System) de l’aéronef en vue de guider l’aéronef sur une trajectoire suivant le profil de vol d’essai. En variante, l’équipage pilote manuellement l’aéronef pour exécuter la trajectoire suivant le profil de vol d’essai.
Dans ce qui suit, on décrit la détermination d’au moins un profil de vol d’essai à partir d’une liste de points de vol donnés.
Un système 10 selon l’invention, de détermination d’un profil de vol d’essai d’un aéronef pour la réalisation d’une compagne d’essai en vol de l’aéronef, à partir de la liste de points de vol donnés, est illustré schématiquement sur la .
Le système 10 est, par exemple, installé dans une station au sol apte à communiquer avec l’aéronef.
De préférence, la pression de gonflage va de 3 bars à 5 bars.
Dans un exemple de réalisation, la vessie gonflable est gonflée à une pression de gonflage allant de 3 bars à 5 bars, par exemple de l’ordre de 4 bars.
Dans un mode de réalisation, un élément de semelage est un insert de semelage thermocomprimé dans une étape de thermocompression préliminaire qui est effectuée avant l’étape (iii) de thermocompression. Cette étape de thermocompression préliminaire comprend la thermocompression d’un ou plusieurs matériau(x) thermofusible(s) au moins en partie, éventuellement avec un ou des matériau(x) non thermofusible(s) (par exemple des déchets textiles en polyacrylique, ou en laine ou en coton).
Cette étape de thermocompression préliminaire peut être effectuée à l’aide de l’ensemble de moule utilisé dans l’étape (ii).
Le ou les matériau(x) thermofusible(s) au moins en partie peut/peuvent être des particules thermofusibles, notamment ayant une taille moyenne allant de 1 mm à 6 mm, par exemple de 3 mm à 5 mm.
Par exemple, les particules thermofusibles ont une dureté Shore A allant de 45 à 80.
Avantageusement, cet insert de semelage thermocomprimé est disposé en sandwich entre les parties textiles de semelle interne et externe des éléments tubulaires textiles interne et externe.
Cette disposition favorise la solidarisation du ou des élément(s) de semelle aux éléments tubulaires textiles, en particulier permet de pallier un manque de compatibilité éventuelle entre le ou les élément(s) de semelle et les éléments tubulaires textiles.
Par exemple, le ou les élément(s) de semelle thermofusible(s) est/sont disposé(s) entre la partie textile de semelle externe et la face interne de l’ensemble de moulage.
Le ou les matériau(x) thermofondu(s) que comprend cet élément de semelage thermocomprimé est/sont de nouveau thermofondu(s) au moins en partie lors de l’étape de thermocompression (iii).
Par exemple, le ou les matériau(x) thermofusible(s)/thermofondu(s) est/sont choisi(s) parmi les polyuréthanes, les polyoléfines (par ex PP, PE), les polyesters (PET, PBT).
Par exemple, la température de chauffage lors de l’étape de thermocompression préliminaire va de 110°C à 170°C, en particulier de 120°C à 160°C.
Par exemple, la durée de l’étape de thermocompression préliminaire, ou finale (iii), va de 5 minutes à 30 minutes, en particulier de 10 minutes à 25 minutes, plus particulièrement de 15 minutes à 20 minutes.
Par exemple, la température de chauffage de la partie basse de moule lors de l’étape de thermocompression iii) va de 160°C à 220°C, en particulier de 170°C à 210°C.
De préférence, lors de l’étape de thermocompression iii), la température de chauffage de la partie basse de moule est supérieure ou égale à la température de fusion la plus élevée du matériau thermofusible mis en œuvre et ciblé pour être au moins partiellement thermofondu.
Dans l’état de la technique, lors d’une étape de thermocompression, les éléments tubulaires textiles interne et externe sont collés entre-eux au niveau de leurs régions superposées comprenant des portions textiles thermofondues du fait du procédé de thermocompression. En particulier, les portions textiles thermofondues forment un film et/ou un revêtement.
Le module de calcul 13 est en outre configuré pour envoyer, au dispositif de détermination 15, la position GNSS calculée ainsi que la borne d’erreur S.
Le dispositif de positionnement inertiel 11 comprend par exemple une unité de mesure inertielle ou IMU (de l’anglais Inertial Measurement Unit ) configurée pour mesurer des accélérations linéaires et des vitesses angulaires du porteur 5 selon trois directions orthogonales entre elles. Le dispositif de positionnement inertiel 11 est configuré pour déterminer, à partir de ces accélérations et de ces vitesses angulaires, la position inertielle du porteur 5, selon une technique connue en soi, en appliquant par exemple une triple intégration. En particulier, cette technique comprend par exemple une première intégration de l’attitude du porteur 5 et puis, une projection de l’orientation de différents axes des capteurs et une double intégration des résultats. Cette technique permet donc d’obtenir successivement des informations de vitesse et de position. Ainsi, la position inertielle a par exemple la forme d’un vecteur de trois composantes : une longitude inertielle, une latitude inertielle et une altitude inertielle.
Le dispositif de positionnement inertiel 11 est configuré pour en outre transmettre au dispositif de détermination 15, la position inertielle déterminée.
Le dispositif de détermination 15 comprend un module d’entrée 17, un module de traitement 20 et un module de sortie 25.
Selon un mode de réalisation privilégié, le module d’entrée 17, le module de traitement 20 et le module de sortie 25 sont réalisés chacun sous la forme d’un logiciel stocké dans un ou plusieurs moyens de stockage (tel qu’un disque dur ou un disque flash) et implémenté par un ou plusieurs processeurs, mémoire (RAM) et autres composants d’ordinateur connus en soi. Ces composants sont alors inclus dans un même ordinateur ou dans différents ordinateurs/serveurs. Dans ce dernier cas, les ordinateurs/serveurs sont connectés par un réseau local ou global.
En outre ou de manière alternative, au moins une partie de ces modules 17, 20 et 25 prend la forme, au moins partiellement, d’un composant électronique indépendant, tel que par exemple un circuit logique programmable de type FPGA (de l’anglais field-programmable gate array ) ou autre.
Le module d’entrée 17 est configuré pour recevoir, à une pluralité d’instants de réception T N , la position GNSS et la borne d’erreur S(T N ) depuis le récepteur GNSS 10, et la position inertielle depuis le dispositif de positionnement inertiel 11.
Le module d’entrée 17 est configuré pour transmettre au module de traitement 20, les informations reçues, à savoir : la position GNSS, la borne d’erreur S(T N ) et la position inertielle reçus à l’instant de réception T N .
Dans la suite de la description, pour toute grandeur « W », la formulation « W(T N ) » désigne la valeur de la grandeur « W » à l’instant de réception T N . De plus, la formulation « (T i ) i=1,…,N » désigne l’ensemble des instants de réception compris entre un premier instant de réception « T 1 » et un instant de réception courant « T N ». Par analogie, la formulation « (W(T i )) i=1,…,N » désigne l’ensemble des valeurs de la grandeur « W » à chacun des instants de réception « (T i ) i=1,…,N ».
Le module de traitement 20 est configuré pour traiter les informations reçues pour déterminer le rayon de protection RP(T N ) associé à un paramètre de navigation du porteur 5. On entend par « paramètre de navigation » un paramètre de localisation du porteur 5, tel que la position horizontale, la position verticale, la vitesse horizontale, la vitesse verticale, l’accélération horizontale ou l’accélération verticale ou encore le roulis, le tangage ou le cap, cette liste étant non exhaustive. Pour cela, le module de traitement 20 est configuré pour procéder au traitement des informations reçues telles que décrites ci-après en relation avec le procédé de détermination selon l’invention. Le module de traitement 20 inclut un filtre d’estimation, comprenant un gain K R , une matrice d’observation H et une matrice de propagation F d’un vecteur d’état estimé X. Le gain K R , la matrice d’observation H, la matrice de propagation F et le vecteur d’état estimé X sont propres à évoluer au cours du temps. Pour cette raison, ils seront par la suite respectivement dénotés sous les références K R (T N ), H(T N ), F(T N ), et X(T N ). Le filtre d’estimation est par exemple un filtre de Kalman sous une de ses formes comme par exemple un filtre de Kalman étendu (de l’anglais, Extended Kalman Filter ).
Le module de traitement est notamment configuré pour réaliser pour chaque instant de réception T N , une fusion de données entre la position GNSS et la position inertielle, à partir du filtre d’estimation et selon une technique connue en soi. Cette fusion de données permet d’estimer le vecteur d’état estimé X(T N ).
La matrice d’observation H(T N ) est la matrice déterminant les composantes observables du vecteur d’état estimé X(T N ). On entend par « composantes observables » les composantes mesurées du vecteur d’état estimé. Dans l’exemple présenté, les composantes observables correspondent aux positions du porteur 5.
La matrice de propagation F(T N ) est la matrice reliant le vecteur d’état estimé X(T N ) à l’instant de réception T N au vecteur d’état estimé X(T N+1 ) à l’instant de réception suivant T N+1 .
La formulation classique du filtre de Kalman permet de recaler l’estimée d’un vecteur d’état à chaque instant de réception T N en utilisant un vecteur de mesure z(T N ) par exemple égal à la différence entre la position GNSS et la position inertielle reçues à l’instant de réception T N .
Il est connu de recaler toutes les composantes du vecteur d’état estimé X(T N ) simultanément à partir du gain K R (T N ) du filtre d’estimation, par exemple selon les équations :
où P(T N ) est la matrice de covariance associée à l’erreur d’estimation du vecteur d’état estimé X(T N ) à l’instant de réception T N .
Le côté bas 144 du premier embout 140A comprend une portion avant 144A, qui est située du côté du bord avant 112A du panneau bas 112 lorsque le coffre 100 est assemblé, et une portion arrière 144B, qui est située du côté du bord arrière 112B.
Le premier embout 140A comprend un organe d’accrochage 146, qui est configuré pour coopérer avec le panneau bas 112, notamment par complémentarité de formes, dans une configuration engagée du premier embout 140A, de manière que le premier embout 140A est mobile en rotation par rapport au panneau bas 112 autour d’un axe d’accrochage A146.
Dans l’exemple illustré, l’organe d’accrochage 146 est une saillie en forme de crochet, cette saillie étant ménagée sur la portion arrière 144B du côté bas 144 et étant insérée dans la rainure 113B selon un mouvement d’engagement F146. La forme de l’organe d’accrochage 146 n’est pas limitative. Le mouvement d’engagement F146 est ici un mouvement de translation, représenté par une flèche rectiligne parallèle au côté bas 144. Lorsque l’organe d’accrochage 146 coopère avec la rainure 113B, le premier embout 140A est dans une configuration dite « engagée », comme représenté sur l’insert a) de la . De manière schématique, on considère que l’axe d‘accrochage A146 est porté par la zone de contact entre l’organe d’accrochage 146 et la rainure 113B. L’axe d’accrochage A146 est ainsi parallèle à la rainure 113B.
Lors de l’assemblage du premier embout 140A au panneau bas 112, l’opérateur peut engager l’organe d’accrochage 146, selon le mouvement d’engagement F146, à l’endroit de son choix le long de la rainure 113B. Avantageusement, l’opérateur ajuste la position du premier embout 140A le long de la rainure 113B de manière qu’une fois assemblé, le premier embout 140A ne dépasse pas de l’ouverture d’extrémité 126 correspondante. Dit autrement, une fois assemblé le premier embout 140A est situé entre les deux plans d’extrémité P126, le premier embout 140A étant essentiellement reçu dans le volume interne V100 du coffre 100. L’assemblage du coffre 100 est ainsi facile, et les opérations de finitions esthétique, par exemple le montage d’un flasque de finition pour cacher le premier embout 140A, sont particulièrement rapides et aisées. Le flasque de finition n’est pas représenté.
Le premier embout 140A est dans une position dite « de verrouillage » lorsque le premier embout 140A est en configuration engagée et que le coté bas 144 est en appui contre le panneau bas 112. Le côté bas 144 est alors en regard du et parallèle au panneau bas 112.