INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Il n’est toutefois pas nécessaire que les zones microstructurées 6 soient distinctes les unes des autres et toute autre configuration de microstructuration pourrait convenir, dans la mesure où elle permet d'appliquer une transformation déterminée du rayonnement incident au cours des réflexions multiples.
Par « surface microstructurée » on signifie, à titre d’exemple, que la face ou la surface peut présenter des « pixels » dont les dimensions sont comprises entre quelques microns ou moins à quelques centaines de microns ou plus. Chaque pixel présente une élévation, par rapport à un plan moyen définissant la face ou la surface en question, d’au maximum quelques microns ou d’au maximum quelques centaines de microns. La surface microstructurée peut ainsi présenter une résolution (dans son plan moyen) et une élévation (en « peak to valley », c’est à dire « de creux à crête ») qui peuvent s’étendre d’une fraction de la longueur d’onde centrale du rayonnement dont on veut modifier la phase spatiale jusqu’à plusieurs centaines de fois cette longueur d’onde, voire même plusieurs milliers de fois cette longueur d’onde.
Les éléments optiques 3, 3’ peuvent avoir toute forme qui convient. Comme on l’a déjà exprimé, ces éléments optiques sont choisis pour que leurs surfaces réfléchissantes 3b,3b’ soient parfaitement planes (à la microstructuration près), mais cela ne forme pas une nécessité. D’une manière générale, on détermine la microstructuration de la surface réfléchissante 3b(ou des surfaces réfléchissantes), au cours de sa conception numérique, selon la forme et le positionnement relatif des surfaces réfléchissantes 3b,3b’ et donc selon la géométrie de la cavité. Il est donc important que cette géométrie reste stable pour permettre la transformation précise du rayonnement lumineux incident, notamment lorsque la cavité 1 est soumise à des efforts tendant à la déformer, par exemple par des efforts engendrés lors d’excursion importante en température.
On notera qu’il peut exister un écart entre la géométrie idéale de la cavité ayant servi à la conception de la microstructuration et l’écartement mesuré entre les surfaces réfléchissantes 3b,3b’, cet écart pouvant être dû aux tolérances de fabrication des pièces optiques formant la cavité et aux tolérances d’assemblage de ces pièces. Cet écart, lorsqu’il est stable dans le temps et modéré, n’affecte pas le bon fonctionnement du dispositif ou peut être compensé en ajustant la position et l’angle du rayonnement lumineux incident vis-à-vis de la cavité.
La géométrie déterminée correspond donc sensiblement au profil d’espacement entre les deux surfaces réfléchissantes 3b,3b’ lorsque ce profil est mesuré à l’ambiante et en dehors de toute sollicitation mécanique de la cavité.
Le premier élément optique 3, le deuxième élément optique 3’, et toutes les autres pièces formant la cavité, peuvent être choisi en tout matériau qui convient. Il peut par exemple s’agir de quartz, de verre, silice fondue, d’un métal ou de silicium, voire d’une matière plastique. Il n’est pas nécessaire dans le cadre de la présente invention que les pièces formant la cavité soient formées de matériaux présentant des coefficients de dilatation thermique identiques.
Les éléments optiques 3,3’, ou certains d’entre eux, peuvent également être formés d’une pluralité de matériaux présentant des coefficients de dilatation thermique distincts. C’est notamment le cas de l’élément optique 3 portant la surface réfléchissante microstructurée 3b. Celui-ci peut ainsi être formé, comme cela est visible sur la , d’une pièce massive 4 munie d’une couche fonctionnelle 5, la couche fonctionnelle formant la surface réfléchissante microstructurée 3b, la pièce massive 4 et la couche fonctionnelle 5 présentant des coefficients de dilatation thermiques différents. On a présenté en introduction de cette demande tout l’intérêt d’un tel agencement.
La pièce massive 4 peut ainsi être constituée de quartz, de verre, de silice fondue, d’un métal ou de silicium, ou d’une matière plastique. La couche fonctionnelle 5, quant à elle, peut par exemple être constituée ou comprendre un métal (de l’or, de l’argent, du nickel), un diélectrique ou encore une résine insolée (par exemple la résine distribuée sous la marque commerciale ORMOCOMP®). La couche fonctionnelle 5 peut être formée sur la partie massive par toute technique qui convient : assemblage, dépôt, plaquage…
La montre une vue agrandie d’un détail de l’adaptateur de la .
La montre une vue de dessous d’un deuxième exemple de réalisation d’un assemblage de bras et d’adaptateur.
La montre une vue en perspective de l’extrémité du bras de la .
La montre une vue en perspective d’un détail de l’adaptateur de la .
La montre une vue de dessous d’un troisième exemple de réalisation d’un assemblage de bras et d’adaptateur.
Dans la suite de la description, on adoptera à titre non limitatif des directions longitudinale, verticale et transversale indiquées notamment sur les figures 3A, 3B, 3C par le trièdre (L, V, T) fixe par rapport à l’adaptateur. La direction longitudinale L correspond à la direction principale de l’extrémité du bras d’essuie-glace coopérant avec l’adaptateur. Les directions verticales et transversales sont perpendiculaires à la direction longitudinale et perpendiculaires entre elles.
Les figures 1A et 1B montrent un dispositif d’essuyage 1 comprenant un bras d’essuie-glace 2 destiné à être relié à un mécanisme motorisé d’essuyage d’un véhicule et dont l’extrémité est reliée à un balai d’essuie-glace 3 au moyen d’un adaptateur 4, pour assurer le nettoyage d’une surface vitrée du véhicule, par exemple un parebrise.
Le bras 2 est de type bras-tige, il comprend une tige 5 reliée à une embase 6 du bras 2, elle-même destinée à être reliée au mécanisme motorisé. La tige 5 s’étend entre une extrémité raccordée à l’embase 6 et une extrémité coopérant avec l’adaptateur 4 pour le raccord au balai 3. On comprend par « tige » un élément plein dont l’extrémité s’allonge dans la direction longitudinale L (figures 3A, 3B, 3C). La tige 5 est « plate », c’est-à-dire qu’elle comporte deux faces planes et parallèles entre elles.
Tel que plus particulièrement visible sur les figures 1B et 2, l’adaptateur 4 s’étend principalement le long de la direction longitudinale L. Il comprend une paroi supérieure 11 présentant par exemple un profil lisse et courbé, cette paroi étant celle visible lorsque le dispositif d’essuyage 1 est monté sur un véhicule.
Au dos de cette paroi supérieure 11, et comme visible sur les figures 3A et 3B, l’adaptateur 4 comporte des éléments permettant d’une part, de verrouiller le bras 2 à l’adaptateur 4 et d’autre part, d’assembler le balai d’essuie-glace 3 au bras d’essuie-glace 2 de manière articulée.
Pour relier l’adaptateur 4 au balai 3, l’adaptateur 4 comporte un logement de connecteur 12 configuré pour coopérer avec un connecteur 8 du balai d’essuie-glace 3. Le connecteur 8 est un élément du balai 3 surmontant une lame d’essuyage 10 du balai 3 en son milieu ( ).
La rotation entre l’adaptateur 4 et le connecteur 8 est réalisée autour d’un axe de rotation parallèle à la direction transversale T.
La est un schéma fonctionnel d’un système d’ajustement d’attitude sans détecteurs de variation qui détermine un ajustement d’attitude et une variation d’ajustement directement à partir de valeurs de suiveur stellaire à l’aide d’un traitement quaternionique.
La est un organigramme d’un mode de réalisation pour le fonctionnement du système d’ajustement d’attitude de la .
DESCRIPTION DÉTAILLÉE Sont présentées ci-après des techniques et des structures pour le contrôle d’attitude d’un satellite ou, de manière plus générale, d’un véhicule spatial sans utiliser de détecteurs de variation pour déterminer des temps de fonctionnement pour des propulseurs de contrôle d’attitude. En éliminant le besoin de recourir à des détecteurs de variation pour le contrôle d’attitude, les modes de réalisation présentés ci-après simplifient la conception de véhicule spatial en matière de matériel, de logiciel, d’électronique et d’opérations. Ces simplifications et l’absence de gyroscopes peuvent entraîner des économies globales pour la diffusion par satellite et une augmentation de la durée de vie utile.
La est un schéma fonctionnel d’un système de véhicule spatial qui peut mettre en œuvre la technologie proposée dans le présent document. Le système de la comporte un véhicule spatial 10, un terminal d’abonné 12, une passerelle 14 et un terminal de contrôle au sol 30. Le terminal d’abonné 12, la passerelle 14, et le terminal de contrôle au sol 30 sont des exemples de terminaux au sol. Dans un mode de réalisation, le véhicule spatial 10 est un satellite ; cependant, le véhicule spatial 10 peut être d’autres types de véhicules spatiaux (par ex., une navette, une station spatiale, un véhicule de voyage interplanétaire, une fusée, etc.) ou même un aéronef, tel que des drones. Le véhicule spatial 10 peut être situé, par exemple, à un emplacement orbital géostationnaire ou non géostationnaire. Le véhicule spatial 10 peut également être un satellite en orbite basse. Le véhicule spatial 10 est couplé en communication par au moins une liaison de connexion sans fil à au moins un terminal de passerelle 12 et par au moins une liaison d’utilisateur sans fil à une pluralité de terminaux d’abonnés (par ex., le terminal d’abonné 12) via un système d’antennes. Le terminal de passerelle 14 est connecté à Internet 20. Le système permet au satellite 10 de fournir une connectivité Internet à une pluralité de terminaux d’abonnés (par ex., le terminal d’abonné 12) via la passerelle 14. Le terminal de contrôle au sol 30 est utilisé pour surveiller et contrôler des opérations du véhicule spatial 10. Lorsqu’il est fait référence à un mode de réalisation spécifique pour le véhicule spatial 10, l’exemple d’un satellite d’imagerie ou optique sera souvent utilisé ci-après, bien que les techniques soient plus largement applicables, y compris d’autres charges utiles ou des charges utiles supplémentaires notamment pour un satellite de communication.
La est un schéma fonctionnel d’un mode de réalisation du véhicule spatial 10, qui dans un exemple est un satellite. Dans un mode de réalisation, le véhicule spatial 10 comporte un bus 202 et une charge utile 204 transportée par le bus 202. Certains modes de réalisation du véhicule spatial 10 peuvent inclure plus d’une charge utile. La charge utile assure la fonctionnalité de la communication, des détecteurs et/ou des systèmes de traitement nécessaires à la mission du véhicule spatial 10.
En général, le bus 202 est le véhicule spatial qui loge et transporte la charge utile 204, telle que les composants pour un fonctionnement en tant que satellite d’imagerie ou satellite de communication. Le bus 202 comporte un certain nombre de sous-systèmes ou modules fonctionnels différents, dont quelques exemples sont présentés. Chacun des sous-systèmes fonctionnels comporte généralement des systèmes électriques, ainsi que des composants mécaniques (par ex, des servocommandes, des actionneurs) contrôlés par les systèmes électriques. Ceux-ci incluent un sous-système de commande et de traitement de données (C&DH) 210, des systèmes de contrôle d’attitude 212, des systèmes de communication de mission 214, des sous-systèmes d’alimentation 216, une électronique de contrôle de cardan 218, un système de propulsion 220 (par ex., des propulseurs), du propergol 222 pour alimenter certains modes de réalisation du système de propulsion 220, et un sous-système de contrôle thermique 224, tous ceux-ci étant connectés par un réseau de communication interne 240, qui peut être un bus électrique (un « faisceau de vol ») ou d’autres moyens de communication électronique, optique ou RF lorsque le véhicule spatial 10 est en fonctionnement. Sont également représentées une antenne 243, qui est l’une d’une ou plusieurs antennes utilisées par les communications de mission 214 pour l’échange de communications pour le fonctionnement du véhicule spatial avec des terminaux au sol, et une antenne de charge utile 217, qui est l’une d’une ou plusieurs antennes utilisées par la charge utile 204 pour l’échange de communications avec les terminaux au sol, tels que les antennes utilisées par un mode de réalisation de satellite de communication. D’autres équipements peuvent également être inclus : par exemple, des systèmes d’imagerie de la charge utile 204 peuvent être utilisés conjointement avec d’autres systèmes de charge utile.
Le module de commande et de traitement de données 210 inclut une unité de traitement quelconque ou des unités de gestion incluent des fonctions de contrôle de commande pour le véhicule spatial 10, telles que pour la fonctionnalité de contrôle d’attitude et la fonctionnalité de contrôle d’orbite. Les systèmes de contrôle d’attitude 212 peuvent inclure des dispositifs y compris des bielles de torsion, une électronique d’entraînement de roues et une électronique de contrôle de gyroscope inertiel de contrôle, par exemple, qui sont utilisés pour surveiller et contrôler le véhicule spatial. Les systèmes de communication de mission 214 incluent des équipements de traitement et de communication sans fil pour recevoir des données / commandes de télémétrie, d’autres commandes du terminal de contrôle au sol 30 au véhicule spatial et une télémétrie pour faire fonctionner le véhicule spatial. La capacité de traitement à l’intérieur du module de commande et de traitement de données 210 est utilisée pour contrôler et faire fonctionner le véhicule spatial 10. Un opérateur au sol peut contrôler le véhicule spatial 10 en envoyant des commandes via le terminal de contrôle au sol 30 aux systèmes de communication de mission 214 destinées à être exécutées par des processeurs à l’intérieur du module de commande et de traitement de données 210. Dans un mode de réalisation, le module de commande et de traitement de données 210 et le système de communication de mission 214 sont en communication avec la charge utile 204. Dans certains modes de réalisation donnés à titre d’exemple, le bus 202 comporte une ou plusieurs antennes comme indiqué à la référence 243 connectées au système de communication de mission 214 pour assurer une communication sans fil entre le terminal de contrôle au sol 30 et le système de communication de mission 214. Les sous-systèmes d’alimentation 216 peuvent inclure un ou plusieurs panneaux solaires et un stockage de charge (par ex., une ou plusieurs batteries) utilisés pour alimenter le véhicule spatial 10. Le système de propulsion 220 (par ex., des propulseurs) est utilisé pour modifier la position ou l’orientation du véhicule spatial 10 dans l’espace pour placer celui-ci en orbite, pour modifier l’orbite ou pour le déplacer vers un autre endroit dans l’espace. L’électronique de contrôle de cardan 218 peut être utilisée pour déplacer et aligner les antennes, les panneaux solaires, et d’autres extensions externes du véhicule spatial 10.
Dans un mode de réalisation, la charge utile 204 est destinée à un système optique comportant des capacités d’imagerie et de traitement et peut comporter une lentille et un capteur d’image numérique 290 pour fournir des données d’image. La charge utile peut également inclure un système d’antennes (représenté par l’antenne 217) qui fournit un ensemble d’un ou de plusieurs faisceaux (par ex., des faisceaux étroits) comprenant un diagramme de faisceau utilisé pour recevoir des signaux sans fil provenant de stations au sol et/ou d’un autre véhicule spatial, et pour envoyer les signaux sans fil aux stations au sol et/ou à l’autre véhicule spatial. Dans certains modes de réalisation, le système de communication de mission 214 agit comme une interface qui utilise les antennes de la charge utile 204 pour communiquer sans fil avec le terminal de contrôle au sol 30.
Les Figures 3A et 3B représentent une vue extérieure pour un mode de réalisation du véhicule spatial 10 de façon plus détaillée. Plus particulièrement, les Figures 3A et 3B représentent deux vues d’un mode de réalisation du véhicule spatial 10, où la représente le véhicule spatial pivoté de 90° autour de l’axe des générateurs solaires 265 par rapport à la . Un certain nombre de modes de réalisation différents sont possibles, mais l’exemple des Figures 3A et 3B peut être utilisé pour illustrer certains des éléments se rapportant à la présente discussion. Le véhicule spatial 10 comporte un corps de véhicule spatial 261 à partir duquel s’étendent, dans cet exemple, deux générateurs solaires déployés 265. Une ou un nombre supérieur d’antennes 217 et 243 tel que décrit ci-dessus, au moyen desquelles le satellite peut recevoir et transmettre des signaux, seront également fixées au corps. En fonction des détails du mode de réalisation, un satellite peut avoir un grand nombre d’antennes, mais une seule paire d’antennes pour échanger des signaux avec une station au sol sont représentées. Sont fixés au corps de satellite 261 un certain nombre de propulseurs, comme indiqué par 263 et 267, qui comportent généralement un ou plusieurs propulseurs principaux et un certain nombre de propulseurs de contrôle d’attitude et d’orbite, comme abordé plus en détail en référence à la . À l’intérieur du corps se trouvera le châssis du véhicule spatial (non illustré) à l’intérieur duquel les sous-systèmes fonctionnels peuvent être installés.
Les générateurs déployés 265 peuvent comporter un panneau solaire, un panneau de rayonnement thermique, ou les deux et comporter un ou plusieurs panneaux respectivement coplanaires. Les générateurs déployés 265 peuvent être mis en rotation par le contrôle de cardan 218 autour de l’axe longitudinal (l’axe gauche-droite sur les Figures 3A et 3B), afin d’obtenir ou de maintenir une attitude souhaitée par rapport, par exemple, au soleil. Pour les modes de réalisation dans lesquels les générateurs déployés 265 comportent un générateur solaire, le générateur solaire peut être articulable de façon à faire sensiblement face au soleil. Le générateur solaire déployé 265 peut être dimensionné et positionné de façon à générer sensiblement plus de puissance à partir de la lumière du soleil que ce qu’il serait possible si le générateur solaire était disposé à demeure sur le corps 261 du véhicule spatial 10. Par exemple, dans certains modes de réalisation, l’orientation du générateur solaire peut tourner autour de l’axe longitudinal du véhicule spatial 10 de telle sorte que des surfaces de génération d’énergie photovoltaïque du générateur solaire restent sensiblement face au soleil.
Est également représenté sur les Figures 3A et 3B un port optique de 290 situé sur une surface externe du véhicule spatial. Sur la le port optique 290 se trouve sur une surface orientée vers le bas et sur une surface orientée vers l’extérieur dans la vue pivotée de la . Comme abordé plus en détail ci-après, un port optique 290 comportant une lentille et un capteur d’image peut être dirigé vers le haut pour fournir des données d’image pour un suiveur stellaire. Les Figures 3A et 3B n’illustrent qu’un seul port optique, mais d’autres modes de réalisation peuvent inclure plusieurs de ces ports.
Un satellite 10 peut être lancé depuis la Terre et placé sur une orbite souhaitée avec une orientation souhaitée pour accomplir sa fonction ou ses fonctions (par ex., pour assurer la couverture d’une ou de plusieurs zones désignées). Avec le temps, un satellite peut dériver de l’orbite et/ou de l’orientation souhaitées de telle sorte qu’il ne peut plus accomplir sa ou ses fonctions de manière satisfaisante. Un ou plusieurs propulseurs (par ex., les propulseurs 263, 267) peuvent être prévus pour ramener un tel satellite à l’orbite et/ou l’orientation souhaitées. De tels propulseurs peuvent être allumés en fonction d’un modèle d’allumage des propulseurs qui est calculé pour produire un mouvement spécifié pour ramener le satellite à l’orbite et/ou l’orientation souhaitées (maintien en position de station orbitale).
Dans certains cas, l’orbite et/ou l’orientation souhaitées d’un satellite peuvent changer après le lancement de celui-ci (par ex., pour accomplir une nouvelle fonction ou pour orienter un ou plusieurs composants de satellite vers une nouvelle cible). Un tel changement peut nécessiter un mouvement du satellite et un mouvement spécifié correspondant peut être calculé et un modèle d’allumage des propulseurs correspondant sélectionné pour réaliser le mouvement spécifié (manœuvre orbitale).
Dans certains cas, un satellite de service peut être utilisé pour entretenir un satellite cible afin d’assurer une certaine intervention externe. Par exemple, un satellite de service peut s’amarrer à un satellite cible de manière à pouvoir ravitailler le satellite cible (par ex., fournir du propergol et/ou un courant électrique) et/ou réaliser une réparation/un remplacement de composants du satellite cible. Dans certains cas, un satellite de service peut être relié à un satellite cible et peut déplacer le satellite cible d’une manière linéaire et/ou rotative. Afin de réussir l’amarrage d’un satellite de service et du satellite cible, un mouvement précis de l’un ou des deux peut être requis (par ex., pour éviter tout impact néfaste et/ou mauvais alignement, un mouvement relatif peut être contrôlé avec précision).
Les exemples de mouvement de satellite ci-dessus (par ex., pour revenir à une orbite et/ou une orientation souhaitées, passer à une nouvelle orbite et/ou une nouvelle orientation, et faciliter l’amarrage de deux satellites ou plus) ne doivent pas être interprétés comme limitant et la présente technologie peut être appliquée à un système de propulseurs utilisé pour le mouvement d’un satellite ou d’un autre véhicule spatial à quelque fin que ce soit.
Les figures 7a et 7b montrent, en vue latérale et en vue de dessus, un deuxième mode de réalisation d'un dispositif de balayage 1 ;
La montre une pièce permettant de réaliser un dispositif de balayage 1 qui assure un filtrage spectral accordable et rapide d'un faisceau d'entrée.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION Les figures 1a et 1b illustrent les principes d'un dispositif optique 1 de balayage d'un faisceau lumineux selon l'invention. Ce dispositif 1 est formé d'un mécanisme de balayage permettant de positionner rapidement et précisément un faisceau lumineux, dit "faisceau de balayage", sur une surface d'une pièce 3 disposée à l'intérieur du dispositif. Cette pièce 3 peut être transparente ou réfléchissante au faisceau de balayage, mais dans tous les cas, que ce faisceau soit transmis ou réfléchi, il est transformé par la pièce 3 par exemple dans sa forme, dans son contenu spectral, sa phase, sa polarisation ou dans tout autre paramètre la définissant.
Comme on peut le voir sur les figures 1a, 1b, le dispositif 1 comprend un déflecteur 2 ayant un axe de pivotement R et produisant un faisceau dévié Fd selon un angle de déviation a choisi. Lorsque l'angle de déviation a du faisceau Fd est limité, par exemple à une plage de +/- 15°, le faisceau dévié Fd reste contenu dans un premier plan principal P1. Le déflecteur 2 peut être commandé au moyen d'un système de commande non représenté, par exemple d'un dispositif électronique ou informatique, ce système de commande étant apte à fournir une commande déterminant cet angle de déviation a du faisceau dévié Fd dans le premier plan principal P1.
Le déflecteur 2 peut être mis en œuvre par une grande variété de mécanismes bien connus de l'homme du métier. Par exemple, il peut s'agir d'un miroir oscillant ( ), d'un miroir polygonal tournant ( ), d'un miroir tournant ( ). Dans ces configurations, un faisceau lumineux d'entrée Fe est réfléchi par une surface réfléchissante du déflecteur 2, cette surface réfléchissante mobile pouvant tourner autour de son axe de pivotement R au moyen du système de commande auquel le déflecteur est relié, pour produire le faisceau dévié Fd. Dans un autre mode de réalisation, le déflecteur peut être mis en œuvre comme un déflecteur électro-optique ou comme un déflecteur à cristaux liquides.