INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
A titre d’illustration, un vol se conduit de la façon suivante : au sol, les réservoirs sont pleins d’H2 liquide et l’enveloppe est gonflée au minimum pour assurer juste sa flottabilité dans l’air. Le dihydrogène liquide en s’évaporant, gonfle de plus en plus l’enveloppe qui s’allège par exemple jusqu’ à 70% de son volume maximal. Le décollage se fait alors en roulant un minimum puisque l’aérostat est plus léger. Après le décollage, l’aérostat monte en prélevant essentiellement son dihydrogène dans l’enveloppe et en complétant au fur et à mesure avec du dihydrogène liquide. Comme l’aérostat monte, la pression atmosphérique baisse et l’enveloppe a tendance à se dilater ce qui compense en partie le dihydrogène prélevé dans l’enveloppe. Les propulseurs sont à pleine puissance, donc consomment beaucoup de dihydrogène. En palier, le dihydrogène provient essentiellement des réservoirs. En descente, la consommation se réduit et le gaz de l’enveloppe se contracte.
En fonction de ce que l’on prévoit après l’atterrissage, soit un long stationnement, soit au contraire une volonté de rester léger, on règle la répartition des prélèvements entre l’enveloppe et les réservoirs.
Exemple numérique sommaire à titre purement illustratif : Altitude Masse H2 Volume enveloppe Sol 2000kg/ 3000kg 22000m3/33000m3 3000m 2000kg/3000kg 31000m3/47000m3 1kg H2 au sol = 11 Nm3
Évaporation 100kg/h
Consommation à Pmax= 100% : 500kg/h
Réservoirs 2000kg Puissan-ce Durée Evapo-ration Consom-mation Qté Réservoir Qté Enveloppe Volume enveloppe Départ 0 2000kg 2000kg 22000m3 Décollage 100% 10mn 16kg 83kg 1917kg 2000kg 22000m3 Montée 90% 20mn 32kg 150kg 1767kg 2000kg 31000m3 Palier 80% 2hres 200kg 800kg 967kg 2000kg 31000m3 Descente 40% 30mn 50kg 100kg 867kg 2000kg 22000m3 Parking 0% 5hres 500kg 0kg 367kg 2500kg 27500m3
MODE DE REALISATION PRINCIPAL Les figures 1 à 13 illustrent un exemple de réalisation d’un aérostat dirigeable.
Tel qu’illustré, l’aérostat dirigeable 1 comprenant une enveloppe 2, de préférence souple, permettant de former un espace intérieur susceptible d’être rempli par un gaz porteur. Ce gaz est plus léger que l’air ambiant et permet de générer au moins une partie de la sustentation de l’aéronef.
Une nacelle 12 est reliée à l’enveloppe 2 par exemple par des liens 13. La nacelle sert entre autres à loger les systèmes de vol de l’aérostat et au moins un propulseur 7.
La nacelle 12 permet également de loger au moins un réservoir 3 de dihydrogène liquide et un récupérateur 4 de dihydrogène gazeux en connexion fluidique avec le réservoir 3 de dihydrogène liquide. Une sortie pour trop plein 27 est prévue sur le récupérateur 4 dans le cas où ce dernier est rempli à pleine capacité.
L’aérostat comporte deux circuits d’alimentation distincts et complémentaires pour distribuer et acheminer le dihydrogène. Un premier circuit d’alimentation en dihydrogène assure un approvisionnement en dihydrogène à l’enveloppe souple 2.
Un second circuit d’alimentation en dihydrogène assure un approvisionnement en dihydrogène directement au propulseur 7. Par « directement au propulseur », on entend sans passer par l’enveloppe souple 2.
Un calculateur 14 permet de contrôler le premier et le second circuit d’alimentation en dihydrogène. Grâce à cette architecture, l’enveloppe souple 2 a une double fonction. Elle sert de réservoir de dihydrogène gazeux intermédiaire pour la propulsion de l’aérostat dirigeable. Elle sert également à porter l’aérostat en utilisant le dihydrogène en tant que gaz porteur.
Dans des modes particuliers de mise en œuvre, la recherche des vignettes de référence dans une image de poursuite met en œuvre un algorithme de poursuite de type Kanade-Lucas-Tomasi, KLT.
Selon un deuxième aspect, il est proposé un procédé d’estimation du mouvement d’un engin aérien ou spatial, ledit mouvement étant estimé au moins en fonction de positions, dans une séquence d’images acquise par un senseur de vision embarqué dans ledit engin, de vignettes poursuivies dans ladite séquence d’images, les positions desdites vignettes poursuivies dans la séquence d’images étant déterminées selon un procédé de traitement selon l’un quelconque des modes de mise en œuvre de la présente divulgation.
Selon un troisième aspect, il est proposé un produit programme d’ordinateur comportant des instructions qui, lorsqu’elles sont exécutées par au moins un processeur, configurent ledit au moins un processeur pour mettre en œuvre un procédé de traitement selon l’un quelconque des modes de mise en œuvre de la présente divulgation.
Selon un quatrième aspect, il est proposé un dispositif de calcul comportant au moins un processeur et au moins une mémoire, ledit au moins processeur étant configuré pour mettre en œuvre un procédé de traitement selon l’un quelconque des modes de mise en œuvre de la présente divulgation.
Selon un cinquième aspect, il est proposé un engin aérien ou spatial, comportant au moins un senseur de vision et un dispositif de calcul selon l’un quelconque des modes de réalisation de la présente divulgation. Il est à noter qu’on entend par engin spatial tout engin évoluant en dehors de l’atmosphère de la Terre, y compris un engin évoluant au sol sur un corps céleste autre que la Terre (satellite, navette spatiale, rover, etc.).
Présentation des figures L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d’exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures qui représentent : : une représentation schématique d’un engin embarquant un senseur de vision pour l’acquisition d’images d’une scène par rapport à laquelle l’engin est susceptible de se déplacer, : un diagramme illustrant les principales étapes d’un exemple de mise en œuvre d’un procédé de traitement d’une séquence d’images acquises par un senseur de vision, : une représentation schématique de pixels de deux images représentant de mêmes éléments d’une scène, : une représentation schématique de trajectoires, dans un plan focal du senseur de vision, de vignettes de référence poursuivies dans une séquence d’images, : un diagramme illustrant les principales étapes d’un exemple de mise en œuvre d’une recherche de vignettes de référence dans une image de poursuite, : un diagramme illustrant les principales étapes d’un autre exemple de mise en œuvre d’un procédé de traitement d’une séquence d’images acquises par un senseur de vision, : un diagramme illustrant les principales étapes d’un autre exemple de mise en œuvre d’un procédé de traitement d’une séquence d’images acquises par un senseur de vision, : un diagramme illustrant les principales étapes d’un exemple de mise en œuvre d’un procédé d’estimation de mouvement d’un engin aérien ou spatial.
Tel qu’indiqué ci-dessus, la présente invention concerne un procédé 20 de traitement d’une séquence d’images d’une scène.
La séquence d’images est acquise par un senseur de vision 11, qui est par exemple embarqué dans un engin 10 spatial ou aérien susceptible de se déplacer par rapport à la dite scène. Il est à noter qu’on entend par engin spatial tout engin évoluant en dehors de l’atmosphère de la Terre, y compris un engin évoluant au sol sur un corps céleste autre que la Terre (satellite, navette spatiale, rover, etc.). Un engin aérien peut être tout engin volant dans l’atmosphère de la Terre (avion, hélicoptère, drone, etc.).
La représente schématiquement un exemple de réalisation d’un engin 10 spatial ou aérien. Tel qu’illustré par la , l’engin 10 comporte le senseur de vision 11 et un dispositif de calcul 12.
Le senseur de vision 11 peut être de tout type adapté à acquérir des images à deux dimensions (2D) de la scène, par exemple une caméra optique, une caméra infrarouge, un radar imageur, etc. Les images se présentent sous la forme d'une matrice de pixels fournissant une information physique sur la zone de la scène placée dans le champ de vue dudit senseur de vision 11. Les images sont par exemple des matrices de pixels, et étant par exemple chacun de l’ordre de quelques centaines à quelques dizaines de milliers de pixels. Les images sont acquises de manière récurrente par le senseur de vision 11, par exemple de manière périodique avec une fréquence qui est par exemple de l’ordre de quelques Hertz (Hz) à quelques centaines de Hz.
Il est à noter qu'un système de vision monoculaire (par opposition notamment à stéréoscopique), comprenant un seul senseur de vision 11, suffit pour la mise en œuvre du procédé 20 de traitement. Dans la suite de la description, on se place dans le cas non limitatif où l’engin 10 spatial ou aérien embarque un seul senseur de vision 11 adapté à fournir des images 2D de la scène. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, d'avoir un engin 10 embarquant plusieurs senseurs de vision 11 adaptés à fournir des images 2D de la scène et/ou embarquant au moins un senseur de vision adapté à fournir des images 3D de ladite scène.
Le dispositif de calcul 12 est configuré pour mettre en œuvre tout ou partie des étapes du procédé 20 de traitement de la séquence d’images acquise par le senseur de vision 11. Dans l’exemple non limitatif illustré par la , le dispositif de calcul 12 est embarqué dans l’engin 10 spatial ou aérien. Il est cependant possible, dans d’autres exemples, d’avoir un dispositif de calcul 12 qui n’est pas embarqué dans l’engin 10 et qui est distant dudit engin 10. Le cas échéant, les images acquises par le senseur de vision sont transmises au dispositif de calcul 12 par tout type de moyen de communication adapté.
Le dispositif de calcul 12 comporte par exemple un ou plusieurs processeurs (CPU, DSP, GPU, FPGA, ASIC, etc.). Dans le cas de plusieurs processeurs, ceux-ci peuvent être intégrés dans un même équipement et/ou intégrés dans des équipements matériellement distincts. Le dispositif de calcul 12 comporte également une ou plusieurs mémoires (disque dur magnétique, mémoire électronique, disque optique, etc.) dans lesquelles est par exemple mémorisé un produit programme d’ordinateur, sous la forme d’un ensemble d’instructions de code de programme à exécuter par le ou les processeurs pour mettre en œuvre les différentes étapes du procédé 20 de traitement.
La représente schématiquement les principales étapes d’un procédé 20 de traitement d’une séquence d’images acquises par le senseur de vision 11 embarqué dans l’engin 10 spatial ou aérien, ladite séquence d’images représentant une scène vis-à-vis de laquelle l’engin 10 spatial ou aérien est susceptible de se déplacer.
La machine comprend encore des capteurs de mesure 20 de la position du rotor 4, par exemple trois deux capteurs à effet Hall, regroupés dans un même boîtier en plastique et disposés de manière à ce que, parmi ces capteurs 20, deux paires de capteurs présentent un décalage angulaire électrique dont la valeur cible idéale est de 120°. Ainsi, un premier décalage angulaire entre le premier et le troisième capteur a une valeur cible de 120° et un deuxième décalage angulaire entre le premier et le deuxième capteur a une valeur cible de 120°.
Les signaux de capteur fournis par ces trois capteurs 20 sont utilisées par le dispositif 100 de détermination de la position angulaire du rotor 4, qui va maintenant être décrit en référence aux figures 3 et suivantes.
Dans l’exemple de la , les signaux de capteur fournis par les trois capteurs 20 attaquent un circuit 105 de normalisation dynamique par l’amplitude de la première harmonique de chaque signal issu d’un capteur de position 20. Ce circuit 105 est par exemple tel que décrit dans la demande WO2021/121770.
Comme on peut le voir sur la , les signaux en sortie de ce circuit 105 forment :
- une première entrée 110 pour un circuit 102 de compensation dynamique de défaut de décalage angulaire qui sera décrit ultérieurement, et
- une deuxième entrée 111 pour le circuit 102.
Dans un exemple non représenté, le circuit 105 n’est pas présent, de sorte que les signaux de capteur fournis par les trois capteurs 20 attaquent directement le circuit 102 de compensation dynamique de défaut de décalage angulaire.
La sortie du circuit 102 attaque dans l’exemple décrit un circuit 103 de compensation du biais existant dans les signaux issus du circuit 102, ce circuit 103 recevant également en entrée un registre 113 stockant des valeurs de biais prédéfinies. Le circuit 103 réalise par exemple un moyennage des échantillons.
La sortie du circuit 103 de compensation du biais attaque dans l’exemple considéré un circuit 104 estimant la position du rotor. Ce circuit 104 met ici en œuvre une boucle de contrôle de la position du rotor 4 (« PTL » en anglais). Comme on peut le voir sur la , un signal d’erreur en position 115 déterminé par le circuit 102 sur la base des défauts de décalage angulaire déterminés, comme cela sera expliqué ci-après, est soustrait du signal en sortie de la boucle de contrôle. Le résultat de cette soustraction forme la sortie du circuit 104 et correspond au signal représentatif de la position du rotor. Ce signal correspond également à la sortie du dispositif 100.
On va maintenant décrire en référence aux figures 4 à 7 de façon plus précise un exemple de circuit 102 de compensation dynamique de défaut de décalage angulaire.
Ce circuit 102 comprend un bloc 200 de détermination de façon dynamique de :
- la valeur d’un premier défaut de décalage angulaire au sein d’une paire de signaux d’entrée respectivement issus de signaux de capteur fournis capteurs de position 20, c’est-à-dire entre deux parmi le premier, le deuxième et le troisième signal d’entrée qui sont présents sur la première entrée 110, et
Tout d’abord, en premier objectif, l’invention consiste à prévoir un aérostat dirigeable avec enveloppe à géométrie variable permettant une utilisation fiable, sécuritaire, dans un maximum de configurations et de conditions météorologiques.
Un autre objectif de l’invention consiste à prévoir un aérostat dirigeable respectueux de l’environnement, en particulier sans émission de CO2.
Un autre objet de l’invention consiste à prévoir un aérostat dirigeable présentant des caractéristiques optimales de poids en regard des performances.
Pour ce faire, l’invention prévoit un aérostat dirigeable comprenant une enveloppe délimitant un espace intérieur à volume variable susceptible d’être rempli par un gaz porteur, une nacelle portant au moins un propulseur et au moins un réservoir de dihydrogène liquide en connexion fluidique avec un récupérateur de dihydrogène gazeux, ledit aérostat comportant un premier circuit d’alimentation en dihydrogène assurant un approvisionnement en dihydrogène à l’enveloppe, et un second circuit d’alimentation en dihydrogène assurant un approvisionnement en dihydrogène directement au propulseur, le premier et le second circuit d’alimentation en dihydrogène étant contrôlés par un calculateur, ladite enveloppe servant de réservoir de dihydrogène gazeux intermédiaire pour la propulsion de l’aérostat dirigeable et le dihydrogène servant de gaz porteur.
Cette architecture originale permet de produire un aérostat dont l’alimentation en carburant peut provenir de trois sources complémentaires, soit le réservoir de dihydrogène liquide, le récupérateur de dihydrogène gazeux ou l’enveloppe. Pour permettre la variation ou adaptation du volume occupé par le dihydrogène, on utilise de préférence une enveloppe souple. Cette enveloppe souple a une double fonction, soit celle de réservoir intermédiaire et celle de sustentation de l’aérostat.
Selon un mode de réalisation avantageux, l’aérostat comprend également une vanne de contrôle d’alimentation de l’enveloppe agencée entre le récupérateur et l’enveloppe.
Selon un autre mode de réalisation avantageux, l’aérostat comprend également une vanne de contrôle d’alimentation du propulseur agencée entre l’enveloppe et le propulseur.
De manière avantageuse, le calculateur est connecté aux deux circuits d’alimentation en dihydrogène et adapté pour gérer les flux de dihydrogène vers l’enveloppe et vers le propulseur.
Le calculateur permet de gérer les multiples paramètres à prendre en compte avec cette architecture, en particulier le remplissage de l’enveloppe souple en fonction du niveau de sustentation requis et le flux de dihydrogène en fonction de la puissance requise du ou des moteurs.
Également de manière avantageuse, le calculateur est également adapté pour gérer le volume de l’espace intérieur à volume variable de l’enveloppe.
La gestion du volume de l’enveloppe permet d’adapter les caractéristiques aérodynamiques et aérostatique de celle-ci, ainsi que son niveau de portance.
Selon un mode de réalisation avantageux, le propulseur est électrique, et une pile à combustible est agencée entre le propulseur et la conduite de purge de l’enveloppe.
En variante, le propulseur est thermique et directement alimenté en dihydrogène.
L’architecture est donc compatible avec une motorisation thermique et/ou électrique selon les contraintes et besoins d’utilisation.
De manière avantageuse, l’enveloppe a une double fonction de sustentation et de réservoir intermédiaire de combustible.
L’invention prévoit également un procédé de contrôle de vol pour un aérostat dirigeable tel que préalablement décrit, dans lequel le calculateur contrôle l’alimentation en dihydrogène du propulseur en fonction des phases de vol de l’aérostat, soit à partir du réservoir de dihydrogène liquide, ou du récupérateur de dihydrogène gazeux, ou de l’enveloppe, ou d’une combinaison de ces trois sources.
La première traverse 10 et/ou la deuxième traverse 13 peuvent être graduées. La première traverse 10 peut comprendre une zone de graduation 16a destinée à assurer une fonction de moyen de réglage 16 du premier cadre 7 en fonction de la voie V d’un véhicule à tester. La deuxième traverse 13 peut comprendre une zone de graduation 16b destinée à assurer une fonction de moyen de réglage 16 du premier cadre 7 en fonction de la voie V d’un véhicule à tester.
Le système 1 peut comprendre un deuxième cadre réglable 17.
Le deuxième cadre réglable 17 peut comprendre un troisième longeron 18 et un quatrième longeron 19. Les troisième et quatrième longerons 18, 19 s’étendent selon la direction longitudinale X.
Le deuxième cadre réglable 17 peut comprendre en outre une troisième traverse 20 et une quatrième traverse 23. Les troisième et quatrième traverses 20, 23 s’étendent selon la direction transversale Y.
Avantageusement, la troisième traverse 20 peut comprendre une cinquième barre transversale 21 et une sixième barre transversale 22. La sixième barre transversale 22 est par exemple configurée pour coulisser dans la cinquième barre transversale 21.
Avantageusement, la quatrième traverse 23 peut comprendre une septième barre transversale 24 et une huitième barre transversale 25. La huitième barre transversale 25 est par exemple configurée pour coulisser dans la septième barre transversale 24.
La cinquième barre transversale 21, la sixième barre transversale 22, la septième barre transversale 24 et la huitième barre transversale 25 sont par exemple des tubes creux, par exemple de section de l’ordre de 50 mm par 50 mm, notamment de section de forme carrée ou ronde ou rectangulaire.
La cinquième barre transversale 21, la sixième barre transversale 22, la septième barre transversale 24 et la huitième barre transversale 25 sont par exemple destinées au réglage du deuxième cadre 17 en fonction de la voie V d’un véhicule à tester. La cinquième barre transversale 21, la sixième barre transversale 22, la septième barre transversale 24 et la huitième barre transversale 25 sont notamment destinées à assurer une fonction de moyen de réglage 26 du deuxième cadre 17 en fonction de la voie V d’un véhicule à tester, notamment par coulissement d’une barre dans une autre barre.
La troisième traverse 20 et la quatrième traverse 23 peuvent être graduées. La troisième traverse 20 peut comprendre une zone de graduation 26a destinée à assurer une fonction de moyen de réglage 26 du deuxième cadre 17 en fonction de la voie V d’un véhicule à tester. La quatrième traverse 23 peut comprendre une zone de graduation 26b destinée à assurer une fonction de moyen de réglage 26 du deuxième cadre 17 en fonction de la voie V d’un véhicule à tester.
Le système 1 peut comprendre au moins un moyen de liaison ajustable destiné à relier le premier cadre 7 au deuxième cadre 17.
Le système 1 peut comprendre un premier moyen de liaison 31 et un deuxième moyen de liaison 32. Les premier et deuxième moyens de liaison 31, 32 s’étendent selon la direction longitudinale X.
Le premier moyen de liaison 31 est par exemple en forme de barre. Le premier moyen de liaison 31 est par exemple un tube creux, par exemple de section de l’ordre de 40 mm par 40 mm.
Le deuxième moyen de liaison 32 est par exemple en forme de barre. Le deuxième moyen de liaison 32 est par exemple un tube creux, par exemple de section de l’ordre de 40 mm par 40 mm.
Le premier moyen de liaison 31 et/ou le deuxième moyen de liaison 32 sont notamment destinés à assurer une fonction de moyen de réglage 36 du système 1 en fonction de l’empattement E d’un véhicule à tester, par exemple par coulissement d’une barre dans une autre barre.
Par « empattement » E d’un véhicule, on entend la plus grande distance entre les roues avant et les roues arrière.
Le premier cadre 7 peut coulisser le long du premier moyen de liaison 31 et du deuxième moyen de liaison 32. Le deuxième cadre 17 peut coulisser le long du premier moyen de liaison 31 et du deuxième moyen de liaison 32.
Tel qu’illustré par la figure 6, la poursuite des vignettes de référence dans une image de poursuite en cours comporte également une étape S24 de détermination d’une transformation de recalage globale estimée entre l’image de référence et l’image de poursuite en cours , en fonction des positions (estimées) des vignettes de référence retrouvées (au cours de l’étape S23 de recherche) dans l’image de poursuite en cours et en fonction des positions de ces vignettes de référence dans l’image de référence . Cette transformation de recalage globale estimée sera utilisée pour déterminer la transformation de recalage globale prédite pour l’image de poursuite suivante (au moins). L’étape S21 de détermination de la transformation de recalage globale prédite pour l’image de poursuite en cours utilise la transformation de recalage globale estimée déterminée pour l’image de poursuite précédente (au moins).