INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le système logiciel embarqué SLE comprend notamment des modules logiciels MOD1, MOD2 et MOD3. Les modules logiciels MOD1 et MOD2 sont chargés respectivement de la mise en œuvre de la stratégie de pilotage de l’injection de carburant SIJ et de la stratégie de pilotage SAA de la boucle d’admission d’air. Le module logiciel MOD3 est dédié au calcul d’estimation du remplissage en air du moteur thermique MT par la mise en œuvre du procédé selon l’invention. Comme visible à la , l’information de remplissage en air estimé R_CYL est fournie aux modules logiciels MOD1 et MOD2 pour être exploitée par les stratégies de pilotage SIJ et SAA. Le module logiciel MOD3 met en œuvre le procédé selon l’invention par l’exécution d’instructions de code de programme par un processeur (non représenté) du calculateur CCM.
Comme représenté schématiquement à la , le moteur thermique MT comporte une boucle d’admission d’air ayant essentiellement un filtre à air FA, un débitmètre d’air DEB, un boitier de papillon des gaz PD, un turbocompresseur TC, une sonde Lambda SL, et des circuits de recirculation des gaz d’échappement de type « haute pression » avec une vanne EGR_HP et de type « basse pression » avec une vanne EGR_BP. Des échangeurs thermiques ET1 et ET2 sont prévus pour le refroidissement respectivement du flux d’air compressé en sortie du turbocompresseur TC et du flux de gaz d’échappement en sortie de la vanne EGR_BP.
Le filtre à air FA assure le filtrage d’un flux d’air frais entrant AIR. Le débitmètre d’air DEB fournit la mesure du débit du flux d’air frais entrant AIR. Le turbocompresseur TC assure une montée en pression du flux d’air frais entrant AIR pour la suralimentation en air. Le refroidissement du flux d’air compressé par l’échangeur thermique ET1 autorise un meilleur remplissage en air des cylindres du moteur thermique MT.
Le boitier de papillon des gaz PD permet de doser, selon une position d’ouverture PP du papillon des gaz, la quantité d’air frais admis dans les cylindres du moteur thermique MT.
Conformément au procédé de l’invention, l’information PP de position d’ouverture de papillon des gaz est fournie au module logiciel MOD3 pour être exploitée pour l’estimation du remplissage en air R_CYL, comme cela apparaîtra plus clairement par la suite. Des informations de pression PR et de température TE dans le répartiteur d’admission d’air du moteur thermique MT sont délivrées par des capteurs de mesure et sont également exploitées pour l’estimation du remplissage en air R_CYL.
Dans le procédé de l’invention, l’estimation du remplissage en air R_CYL fait appel aux égalités 1) à 3) suivantes :
1) R_CYL = MA/MO = (Mtot- MB)/MO,
2) MB = MBres + MBrea, et
Dans un mode de réalisation avantageux, au moins l’un des capteurs portés 24 est un capteur de pression, au moins l’un des capteurs portés 24 est un capteur de pression, au moins l’un des capteurs portés 24 est un accéléromètre et au moins l’un des capteurs déporté 26 est une caméra. Ainsi, trois types de capteurs sont présents dans le poste de commande 16 permettant de multiplier et diversifier les canaux de collecte de données. Avantageusement, une pluralité de capteurs de chaque type sont présents dans le poste de commande 16, par exemple deux caméras, six capteurs de pression et quatre accéléromètres.
Le dispositif électronique de surveillance 22 est configuré pour surveiller un état de conscience de l’opérateur 14. L’état de conscience est représentatif de la capacité de l’opérateur 14 à prendre connaissance de son propre état et de son environnement afin de réagir en fonction.
En particulier, l’état de conscience peut être un état de conscience dit « nominal », correspondant à l’état de conscience attendu de l’opérateur 14 pendant un vol d’un aéronef 12, c’est-à-dire un état éveillé et lucide.
L’état de conscience peut être un état de conscience dit « altéré », correspondant à un état de conscience de perte au moins partielle de conscience du monde extérieur par l’opérateur 14, comme par exemple un état de somnolence, de sommeil ou d’évanouissement. Dans cet état de conscience, l’opérateur a une connaissance altérée voire inexistante de son environnement et ne peut réagir en fonction. Cet état de conscience altéré est problématique lors du vol de l’aéronef 12 car l’opérateur 14 n’est pas apte à réaliser les tâches qu’il a à accomplir de manière réactive et pertinente.
A cet effet, le dispositif de surveillance 22 est configuré pour déterminer si l’opérateur 14 est dans un état de conscience nominal ou dans un état de conscience altéré.
En particulier, le dispositif de surveillance 22 comprend un module de réception 30, un module de traitement 32 et un module de fusion 34.
Le module de réception 30 est configuré pour recevoir une donnée d’au moins deux capteurs embarqués dans l’aéronef 12, dont au moins un capteur porté 24 et au moins un capteur déporté 26.
Le module de traitement 32 est configuré pour extraire de chaque donnée reçue par le module de réception 30 au moins un paramètre représentatif de l’état de conscience de l’opérateur 14.
Un paramètre représentatif de l’état de conscience est un paramètre défini par exemple par des experts du domaine et permettant d’avoir une information sur l’état de conscience du pilote. Par exemple, un rythme de fréquence cardiaque bas, des yeux fermés sur une longue période de temps, une pression constante exercée, une position de la tête inclinée etc., sont des paramètres permettant de déterminer que l’opérateur est dans un état de conscience altéré.
En particulier, lorsqu’au moins l’un des capteurs portés 24 est un capteur de pression configuré pour mesurer au moins une pression appliquée par l’opérateur 14 sur le capteur de pression, le paramètre associé propre à être extrait par le module de traitement 32 est une durée durant laquelle la pression mesurée est supérieure à une pression seuil prédéterminée. En effet, une telle situation traduit une perte de connaissance de l’opérateur 14 qui exerce une pression importante en continu sur une partie du siège 18 ou sur le dispositif de commande 19.
En variante ou en complément, lorsqu’au moins l’un des capteurs portés 24 est un accéléromètre configuré pour mesurer une accélération d’au moins une partie de l’opérateur 14, le paramètre associé propre à être extrait par le module de traitement 32 est une signature issue d’une analyse fréquentielle et/ou une analyse temporelle de l’accélération mesurée et choisi parmi le groupe constitué de : une puissance portée par une bande de fréquence de l’accélération mesurée ; un rapport entre puissances de bandes de fréquences de l’accélération mesurée; la puissance de l’accélération mesurée ; la moyenne de l’accélération mesurée ; le taux de passage par zéro de l’accélération mesurée ; la régularité de l’accélération mesurée ; la complexité de l’accélération mesurée ; l’entropie de l’accélération mesurée ; les paramètres d’une modélisation a priori de l’accélération mesurée ; les coefficients issus d’une analyse temps fréquence de l’accélération mesurée ; les coefficients issus d’une analyse temps échelle de l’accélération mesurée.
Concernant l’analyse fréquentielle, le module de traitement 32 est configuré pour estimer la puissance portée par des bandes de fréquence, ou des rapports de puissance pertinents.
Concernant l’analyse temporelle, le module de traitement 32 est configuré pour déterminer un paramètre tel que la moyenne, la puissance ou le taux de passage par zéro du signal, la régularité, la complexité et l’entropie du signal. Différents marqueurs peuvent être considérés pour cela, tels que l’entropie multi-échelle ou le coefficient de Hurst qui sont détaillés ci-dessous.
Le terme Entropie est utilisé dans de nombreux domaines, de la thermodynamique à la théorie de l'information en passant par la mécanique statistique et la structure des graphes.
En théorie de l’information, l'entropie de Shannon est l'une des entropies les plus populaires depuis plus de 70 ans, mais d’autres entropies ont été développées en particulier dans les années 60 et 70 avec de nombreux contributeurs tels qu'Arimoto et Picard lorsqu'ils traitent de variables aléatoires discrètes. Certaines généralisations de l'entropie de Shannon ont été proposées comme l'entropie de Sharma-Mittal qui dépendent de deux paramètres réels : α≠ 1 que l’on nomme l'ordre et β≠ 1 qui est le degré. Lorsque α= β, on obtient l'entropie de Tsallis tandis que lorsque β tend vers 1, cela conduit à l'entropie Rényi pour α>0. Dans ce dernier cas, lorsque α tend vers 1, on retrouve l’entropie de Shannon. Il est à noter que l’on aboutit à l'entropie de Hartley (resp. min entropie) quand α tend vers 0 (resp. +∞). Enfin, le cas α=2 correspond à l'entropie de collision.
- délivrer un signal d’alerte si l’écart en valeur absolu entre premier état de charge et du deuxième état de charge est supérieur à un seuil prédéterminé.
Il est également proposé un système d’alimentation électrique pour aéronef, comportant une batterie comprenant une pluralité de cellules reliées entre elles, chaque cellule comportant un capteur de tension mesurant la tension aux bornes de ladite cellule, la batterie comportant en outre au moins un capteur de température mesurant la température au voisinage des cellules, et un capteur de courant mesurant un courant circulant aux bornes de la pluralité de cellule, le système comportant en outre des moyens de mesure pour déterminer une grandeur aux bornes de l’ensemble de cellules, et un dispositif tel que défini précédemment relié aux capteurs de tension, de température, de courant et aux moyens de mesure.
Il est également proposé un aéronef comprenant un système d’alimentation électrique tel que défini précédemment.
illustre schématiquement un premier exemple d’un système d’alimentation électrique selon l’invention ;
illustre schématiquement un deuxième exemple d’un système d’alimentation électrique selon l’invention ;
illustre schématiquement un troisième exemple d’un système d’alimentation électrique selon l’invention ; et
illustre schématiquement un quatrième exemple d’un système d’alimentation électrique selon l’invention.
Le système de propulsion 2 comprend deux machines électriques tournantes 3, 4 disposées chacune de part et d’autre d’un axe longitudinal de l’aéronef 1 et munies chacune d’une hélice pour propulser l’aéronef 1.
En variante, l’aéronef 1 peut comprendre plus de deux machines électriques tournantes 3, 4 disposées en nombre égal de part et d’autre de l’axe longitudinal de l’aéronef 1 ou une seule machine électrique disposée sur l’axe longitudinal de l’aéronef 1.
Selon encore une autre variante, l’aéronef 1 est du type hybride et comprend au moins une machine électrique tournante et au moins un turbopropulseur ou un turboréacteur comportant une turbomachine.
Le système de propulsion 2 comprend en outre deux dispositifs de conversion 5, 6 de puissance électrique identiques alimentant chacun l’une des machines électriques tournantes 3, 4, et un système d’alimentation 7 électrique alimentant les dispositifs de conversion 5, 6.
- en présence de la première option, le premier logement peut être une cavité qui est définie dans une face avant de la partie avant de la pièce de support ;
- également en présence de la première option, la carte électronique peut comprendre une sous-partie s’étendant devant le premier logement et comportant une zone de couplage à laquelle est couplé le connecteur ;
- également en présence de la première option, la partie avant de la pièce de support peut comprendre une nervure périphérique érigée depuis sa face avant et délimitant un second logement incluant le premier logement et logeant une partie du connecteur ;
- en présence de la dernière sous-option, la carte électronique peut s’appuyer contre la nervure périphérique ;
- la pièce de support peut être solidarisée, fixement et de façon étanche aux liquides et poussières, à la face externe de la paroi ;
- il peut assurer au moins une fonction photométrique d’éclairage ou de signalisation.
illustre schématiquement, dans une vue de face du côté avant, une partie d’un exemple de réalisation d’un bloc optique selon l’invention,
illustre schématiquement, dans une vue de face du côté arrière, le bloc optique de la ,
illustre schématiquement, dans une vue en coupe dans un plan longitudinal et vertical, une partie du bloc optique de la ,
illustre schématiquement, dans une vue en perspective du côté avant, l’ensemble pièce de support, carte électronique et connecteur du bloc optique de la , avant son assemblage au boîtier, et
illustre schématiquement, dans une vue en perspective du côté avant, la carte électronique de l’ensemble de la avant son couplage à la pièce de support.
Description détaillée de l’invention L’invention a notamment pour but de proposer un bloc optique BO comprenant un boîtier BB logeant une carte électronique CE à laquelle est couplé un connecteur CN et pouvant être retirée par l’arrière du boîtier BB avec le connecteur CN sans qu’il faille désolidariser le bloc optique BO du système qui le comprend ou ouvrir ce bloc optique BO, et sans risque d’endommagement du connecteur CN et/ou de la carte électronique CE.
On considère dans ce qui suit, à titre d’exemple non limitatif, que le bloc optique BO est destiné à faire partie d’un véhicule de type automobile, comme par exemple une voiture. Mais l’invention n’est pas limitée à cette application. En effet, le bloc optique BO peut être un équipement pouvant être rapporté et utilisé dans de nombreux systèmes ou pouvant faire partie d’un autre équipement faisant lui-même partie d’un système. Ainsi, le bloc optique BO peut faire partie de n’importe quel système, et notamment d’un véhicule (terrestre, maritime (ou fluvial), ou aérien), d’une installation (éventuellement industrielle), d’un appareil (éventuellement grand public), ou d’un bâtiment.
Par ailleurs, on considère dans ce qui suit, à titre d’exemple non limitatif, que le bloc optique BO constitue un feu avant. Mais il pourrait constituer un feu arrière ou un phare (ou projecteur) avant d’un véhicule.
Le système de contrôle selon l’invention permet au fluide caloporteur d’entrer dans l’enceinte moteur à une température inférieure à la température minimale de fonctionnement. Un refroidissement plus important permet au fluide caloporteur de transférer plus de calories au fluide à réchauffer dans le premier échangeur réservoir, permettant de réchauffer le fluide à réchauffer de manière plus importante. Le fluide caloporteur étant avantageusement réchauffé par l’échangeur de chaleur régénérateur avant d’entrer dans le premier échangeur moteur, la boucle de circulation ne présente pas de risque de givrer la (les) source(s) chaude(s) dans le premier échangeur moteur.
De manière avantageuse, le fluide caloporteur peut également être chauffé par le premier échangeur moteur jusqu’à une température supérieure à la température maximale de fonctionnement, ce qui permet de ne pas augmenter le débit de circulation du fluide caloporteur dans le premier échangeur moteur. Un débit limité permet avantageusement de limiter la masse et l’encombrement de la tuyauterie dans la boucle de circulation, puisque celle-ci n’a pas besoin d’être renforcée pour résister à des débits particulièrement importants. Un débit limité permet également d’optimiser les performances aérothermiques des échangeurs de chaleur montés sur la boucle de circulation, ce qui permet de limiter les risques de défaut de distribution des fluides dans les échangeurs de chaleur. De plus, la pompe mécanique n’est pas contrainte de fonctionner à un débit particulièrement élevé, ce qui permet de limiter son usure et sa consommation électrique.
Dans une forme de réalisation préférée, la température minimale de fonctionnement correspond à la température minimale en entrée des échangeurs de chaleur dans lesquels circulent des fluides chauds issus de sources chaudes extérieures au système de contrôle.
Dans une forme de réalisation, la température minimale de fonctionnement est comprise entre 2°C (275K) et 90°C (363K). De préférence, la température minimale de fonctionnement est égale à 2°C (275K).
Dans une forme de réalisation, la température maximale de fonctionnement est comprise entre 127°C (400K) et 227°C (500K). De préférence, la température maximale de fonctionnement est égale à 227°C (500K).
Dans une forme de réalisation, la première température du fluide caloporteur est comprise entre -123°C (150K) et -23°C (250K). Le fluide caloporteur peut ainsi être à une température basse, sans risquer de givrer les sources chaudes dans le premier échangeur moteur. A titre d’exemple, le fluide caloporteur peut être à une température inférieure à 2°C (275K) en sortie du premier échangeur réservoir. Le fluide caloporteur peut ainsi transférer plus de calories au fluide à réchauffer dans le premier échangeur réservoir que dans les systèmes de contrôle de l’art antérieur, dans lesquels le fluide caloporteur devait être à une température supérieure à 2°C (275K) en sortie du premier échangeur réservoir.
De manière préférée, la deuxième température du fluide caloporteur est comprise entre 2°C (275K) et 90°C (363K). La température du fluide caloporteur est ainsi supérieure à 2°C (275K) en entrant dans le premier échangeur moteur ce qui permet de limiter tout risque de givrage des sources chaudes.
Dans une forme de réalisation préférée, la troisième température du fluide caloporteur est comprise entre 227°C (500K) et 377°C (650K), ce qui permet de réduire le débit de circulation du fluide caloporteur, permettant ainsi l’utilisation d’une tuyauterie moins lourde et moins encombrante.
De manière préférée, la quatrième température du fluide caloporteur est comprise entre 127°C (400K) et 227°C (500K). La température du fluide caloporteur est ainsi inférieure à la température maximale de fonctionnement en sortant de l’enceinte moteur. Cela permet au fluide caloporteur de circuler entre l’enceinte moteur et l’enceinte réservoir, par exemple dans la structure d’un aéronef (par exemple dans les ailes) sans que cela ne présente un quelconque risque d’endommagement. De plus, le transport du fluide n’a pas besoin d’être réalisé dans des tuyauteries particulières pour résister à des températures élevées, tuyauteries qui présenteraient une masse et un encombrement importants
Dans une forme de réalisation, le système de contrôle comprend au moins un deuxième échangeur réservoir, monté sur la branche réservoir, le deuxième échangeur réservoir étant configuré pour réchauffer le fluide caloporteur à partir de calories transférées par au moins un fluide chaud disponible dans l’enceinte réservoir, le deuxième échangeur réservoir étant configuré pour réchauffer le fluide caloporteur depuis une cinquième température atteinte en sortie du premier échangeur réservoir jusqu’à la première température. Un tel deuxième échangeur réservoir permet d’utiliser de la chaleur disponible à bord de l’aéronef et ainsi de limiter la taille et l’encombrement d’un échangeur dans la turbomachine. Le deuxième échangeur réservoir monté entre le premier échangeur réservoir et le point de sortie réservoir permet également d’abaisser localement la température du fluide caloporteur dans le premier échangeur réservoir à une température inférieure à la température minimale de fonctionnement Tmin puisque ce dernier sera réchauffé ensuite, permettant d’abaisser encore le débit de fluide caloporteur.
Dans une forme de réalisation, le système de contrôle comprend au moins un deuxième échangeur moteur monté sur la branche moteur en amont du premier échangeur moteur, le deuxième échangeur moteur étant configuré pour réchauffer le fluide à réchauffer à partir du fluide caloporteur jusqu’à une température secondaire supérieure à la température primaire. Une telle forme de réalisation permet un chauffage du fluide à réchauffer en deux temps. Dans un premier temps, le fluide à réchauffer est chauffé dans le premier échangeur réservoir jusqu’à la température primaire permettant d’assurer le meilleur compromis entre la simplicité et la sécurité de mise en œuvre du circuit. Dans un deuxième temps, le fluide à réchauffer est chauffé dans le deuxième échangeur moteur jusqu’à la température secondaire suffisamment importante pour permettre par exemple l’injection de carburant dans la turbomachine pour l‘alimenter.
Dans une telle forme de réalisation, le fluide caloporteur peut également être chauffé dans le premier échangeur moteur à une température supérieure à la troisième température puisque ce dernier va transférer une première partie de ses calories au fluide caloporteur circulant en amont du premier échangeur moteur dans l’échangeur de chaleur régénérateur, et une deuxième partie de ses calories au fluide à réchauffer dans le deuxième échangeur moteur, avant de sortir de l’enceinte moteur.
L’invention concerne également un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de conditionnement s’étendant dans l’enceinte réservoir et dans l’enceinte moteur, le réservoir cryogénique étant monté dans l’enceinte réservoir et la turbomachine étant montée dans l’enceinte moteur, le système de conditionnement comprenant : un circuit de carburant relié en entrée au réservoir cryogénique et en sortie à la turbomachine, un flux de carburant circulant d’amont en aval dans le circuit de carburant, au moins une pompe mécanique configurée pour faire circuler le flux de carburant depuis le réservoir cryogénique d’amont en aval dans le circuit de carburant, et un système de contrôle de la température tel que décrit précédemment transférant des calories au fluide à réchauffer.
Dans une première forme de réalisation, la température primaire du flux de carburant en sortie du premier échangeur réservoir est comprise entre -173°C (100K) et -73°C (200K), ce qui permet de s’assurer que le carburant est dans un état gazeux en sortie du premier échangeur réservoir, permettant de limiter l’utilisation de tuyauteries spécifiques qui présenteraient une isolation thermique particulière et seraient donc plus lourdes, plus encombrantes et plus chères.
Dans une deuxième forme de réalisation, la température primaire du flux de carburant en sortie du premier échangeur moteur est comprise entre -73°C (200K) et 27°C (300K), correspondant à la température d’injection du carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine, ce qui permet de limiter le risque de givrage des injecteurs montés dans la chambre de combustion.
L’invention porte également sur un aéronef comprenant un réservoir cryogénique, une turbomachine et un système de conditionnement tel que décrit précédemment pour alimenter la turbomachine.
la est une représentation schématique d’un poste de commande dans l’aéronef de la , et
Comme visible sur la , le poste de commande 16 est ici un cockpit de l’aéronef 12. Comme visible sur la , le poste de commande 16 comporte au moins un siège 18 pour l’opérateur 14, un dispositif de commande 19 propre à être actionné par l’opérateur 14, un pare-brise 20 au moins partiellement transparent et séparant l’intérieur du cockpit de l’environnement extérieur de l’aéronef 12, une pluralité de capteurs et un dispositif électronique de surveillance 22 d’un état de conscience de l’opérateur 14.
Chaque capteur est configuré pour mesurer au moins une information relative à l’opérateur 14 et notamment à son état de conscience, comme cela sera expliqué plus en détail par la suite.
Le poste de commande 16 comprend au moins deux capteurs.
Au moins l’un des capteurs est un capteur porté 24 et au moins l’un des capteurs est un capteur déporté 26.
Avantageusement, deux des capteurs sont des capteurs portés 24 et un des capteurs est un capteur déporté 26.