INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans le mode de réalisation décrit ici, si le module de détection d’un évènement anormal MDEA génère un signal de détresse SD, un module de communication COM de l’aéronef déclenche la transmission (étape F40) des données de vol dv et des données météorologiques dm comprises dans la mémoire MEM à un récepteur extérieur.
En référence aux figures 9 et 10, on décrit maintenant les principales étapes d’un procédé de génération d’un module de détection d’évènement anormal.
Ce procédé consiste notamment à : - sélectionner dans un ensemble d’indicateurs représentatifs d’un événement d’au moins un vol sain, les indicateurs des sous-ensembles d’indicateurs EI i. Ces sous-ensembles d’indicateurs sont ceux qui seront utilisés par le procédé de sauvegarde de données à l’étape F15 déjà décrite; - apprendre à chaque algorithme AA i associé à un sous-ensemble d’indicateurs EI i à générer un score de normalité en fonction des valeurs associées à ces indicateurs à un instant donné ; - calculer le seuil TH i de chaque sous-ensemble d’indicateurs EI i ; et - définir le modèle de décision LD mentionné à l’étape F30, par exemple illustré en .
Un ou plusieurs seuils TH i peuvent être déterminés par un expert en sécurité des vols.
Au cours d’une étape E10, on obtient des données de vol dv, et éventuellement des données météorologiques dm acquises au cours de vols sains, par exemple à partir des données de maintenance de vols précédents.
Les indicateurs des sous-ensembles EI i sont sélectionnés au cours d’une étape E15.
Au cours d’une étape E20, on apprend à partir d’une pluralité d’évènements EV k issus de vols sains, et pour chaque sous-ensemble d’indicateurs EI i , les algorithmes AA i à générer un score de normalité sn i,k pour chaque événement EV k .
On obtient ainsi, pour chaque sous-ensemble d’indicateurs EI i , avec l’algorithme appris dédié, une distribution de ces scores de normalité.
Dans un mode de réalisation, le seuil TH i associé à un sous-ensemble d’indicateurs EI i est déterminé à partir de la forme de la distribution des scores de normalité.
Ainsi, dans ce mode de réalisation, on détermine, au cours d’une étape E30, pour chaque sous-ensemble d’indicateurs EI i , un type TD i de la distribution des scores de normalité calculés pour ce sous-ensemble.
Les figures 10 à 12 représentent des cas typiques de distribution de scores de normalité qui peuvent être obtenues par ces algorithmes. Un mode particulier de réalisation de l’invention propose de déterminer automatiquement le seuil à partir de la forme de ces distributions.
La représente un premier type TD 1 de distribution dans laquelle le nombre d’occurrence de scores de normalité chute brutalement à partir d’un score de normalité, par exemple 2 sur cette figure. Pour ce type de distribution TD 1 le seuil peut être choisi légèrement supérieur à cette valeur en prenant une marge de sécurité plus ou moins importante. Deux seuils sont représentés selon deux options 1 et 2 correspondant à deux marges de sécurité.
La représente un deuxième type TD 2 de distribution plus continue que celle de la . On note sur cet exemple que les évènements qui ont un score de normalité autour de 6 ont une probabilité beaucoup plus faible (l’échelle des ordonnées est logarithmique) que les évènements qui ont un score de normalité autour de 1.
Pour ce type de distribution TD 2 , on peut définir la valeur du seuil au-delà duquel on va considérer un évènement atypique, en fixant un taux acceptable de faux positifs, par exemple 1 pour 1000. Ce choix est illustré par l’option 3 sur la .
- éventuellement, incorporation, dans le substrat de fructification, de suppléments ou mélanges de matières nutritives spécifiques de la culture de champignons,
- incubation, avec éventuellement incorporation dans le substrat de fructification d’au moins une microcapsule selon l’une des revendications précédentes, ou d’une composition en comprenant,
- fructification,
- récolte.
Selon un mode de réalisation de l’invention, la quantité de microcapsules ajoutée au substrat de fructification est de 20 à 30 g pour 90 kg de compost ou substrat de fructification. Dans ce mode de réalisation, la concentration du ou des composés organiques est comprise entre 11,5 et 17,2 mL pour 90 kg de substrat de fructification.
Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'exemples de réalisation.
Exemple 1 : Évaluation de l’impact d’une composition selon l’invention sur les rendements des récoltes d’Agaricus bisporus
1.1 Préparation de la composition selon l’invention
La composition est formulée à partir des éléments suivants :
Composé organique : bêta-pinène (CAS n° 127-91-3) séparé le plus souvent de l’essence de térébenthine (turpentine oil) par distillation fractionnée (teneur en bêta-pinène > 95%).
Support solide : dioxyde de silicium.
Matière grasse végétale : huile végétale.
[Tab.1] Ingrédients Quantité (% du poids total) bêta-pinène 50 dioxyde de silicium 35 huile végétale 15
La composition est obtenue comme suit :
La turbine haute pression 7, l’arbre haute pression 10 et le compresseur haute pression 4 forment ensemble le « corps haute pression » du système propulsif 1.
L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens de rotation autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression 10 peuvent être contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens de rotation opposés autour de l’axe longitudinal X.
Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 monoétage, c’est-à-dire comprenant exactement un étage, ou une turbine haute pression 7 biétage, c’est-à-dire comprenant exactement deux étages (comme illustré dans l’exemple de la ).
Le compresseur haute pression 5 comprend au moins huit étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus onze étages.
La turbine basse pression 8 comprend au moins trois étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus sept étages.
Le compresseur basse pression 4 comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.
Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 traverse la soufflante 22 puis est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1.
Le flux d’air secondaire F2, appelé également « flux d’air de dérivation », s’écoule dans la veine secondaire, autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1.
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire 29 à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 29 (compresseur basse pression 4 et compresseur haute pression 5), la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 30 (turbine haute pression 7 et turbine basse pression 8). Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 30 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation des roues mobiles 7a, 8a de la section de turbine 30, qui entrainent à leur tour en rotation les roues mobiles 4a, 5a de la section de compresseur 29 ainsi que le rotor de soufflante 9.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (ou « bypass ratio » en anglais) élevé. Par taux de dilution « élevé », il est signifié un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus, de préférence compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. Le taux de dilution est défini comme un rapport entre le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1, ces débits massiques en étant mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer. Par « non installé », il est signifié que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est sur un banc d’essai (et non installé sur un aéronef), les mesures étant alors plus simples à réaliser.
Dans un système propulsif incluant un mécanisme de réduction 19 tel que celui qui est illustré sur la , le découplage entre la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 tout en augmentant la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale du système propulsif 1 est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1, le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 16 (ou, en l’absence de stator 16, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, de préférence inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 0,90 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur d’au moins une des aubes de soufflante 14, c’est-à-dire de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement d’air en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 d’aube de soufflante 14.
La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes de soufflante 14 peut par ailleurs être comprise entre 260 mètres par seconde (m.s -1 ) et 400 mètres par seconde (m.s -1 ) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45.
Dans un système propulsif à entrainement direct (ou « direct-drive » en anglais), le rotor de soufflante 9 peut, alternativement, être directement couplé à l’arbre basse pression 11, c’est-à-dire sans mécanisme de réduction. L’arbre basse pression 11 est alors confondu avec l’arbre de soufflante 20 de sorte à ce que le rotor de soufflante 9 est entraîné par l’arbre basse pression 11 à la même vitesse de rotation que le rotor 81 de la turbine basse pression 8.
Le diamètre D du rotor de soufflante 9 peut être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre D est de préférence compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet l’intégration du système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous une aile de l’aéronef 1.
La représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un deuxième exemple de système propulsif 1.
Dans la suite de ce document, on appellera « événement de référence », un événement qui s’est produit au cours d’un vol sain à un instant t et qui peut être représenté par un ensemble d’indicateurs à cet instant t. Les événements de référence sont utilisés pour générer le module de détection d’un événement anormal.
Une fois que le module de détection a été généré, il peut être utilisé pour déterminer si un événement, appelé « événement d’intérêt » pour le distinguer des événements de référence utilisés pour générer le module, est un événement normal ou atypique.
Une utilisation privilégiée du module de détection est de déterminer, lorsqu’il est utilisé dans un aéronef en cours de vol, si un événement d’intérêt qui se produit en cours de vol, est normal ou atypique de sorte à déclencher une communication d’urgence, c’est-à-dire l’envoi de données de vol à un récepteur extérieur.
Mais le module de détection peut aussi être utilisé au sol, pour détecter si un événement d’intérêt produit au cours d’un vol sain ou accidenté est détecté comme normal ou atypique de sorte à ré-entraîner et/ou valider le module de détection.
Par la suite on appellera : - « indicateur » le type d’un indicateur (par exemple « angle de tangage ») et ; - « valeur de l’indicateur », une valeur de cet indicateur à un instant t, par exemple 20°.
Conformément à l’invention, on utilisera des sous-ensembles de l’ensemble complet d’indicateurs qui représente un événement de référence. L’homme du métier comprend qu’un tel sous-ensemble, incomplet, ne donne qu’une représentation partielle / incomplète / imparfaite de l’événement de référence.
Ainsi, le procédé de génération d’un module de détection d’un évènement anormal conforme à l’invention comporte : - une étape d’obtention de données de vols acquises au cours de vols considérés sains ; - pour au moins un sous-ensemble d’indicateurs sélectionnés dans un ensemble d’indicateurs obtenus à partir de ces données et représentatifs d’un évènement de référence qui s’est produit au cours d’un instant d’un dit vol sain, une étape d’association, à ce sous-ensemble d’indicateurs, d’un seuil permettant de déterminer un avis partiel sur le caractère normal ou atypique de cet évènement de référence à partir des valeurs des seuls indicateurs dudit sous-ensemble ; et - une étape de configuration du module de détection avec : (i) les indicateurs et le seuil de chaque sous-ensemble d’indicateurs, et avec (ii) un modèle de décision permettant de déterminer un avis définitif sur le caractère normal ou atypique d’un évènement d’intérêt à partir d’avis partiels déterminés pour cet évènement d’intérêt, un avis partiel étant déterminé pour chaque sous-ensemble d’indicateurs à partir (i) des valeurs de ces indicateurs obtenues à partir des données représentatives de l’événement d’intérêt et (ii) du seuil associé à ce sous-ensemble ; - ledit module de détection d’un évènement anormal étant configuré pour, lorsqu’il est mis en œuvre dans un aéronef en vol, générer ou non un signal de détresse en fonction d’un dit avis définitif déterminé pour un évènement d’intérêt produit au cours du vol.
Dans un mode de réalisation de l’invention, le module de détection d’un évènement anormal est un programme d’ordinateur configuré pour pouvoir être exécuté par un processeur de l’aéronef.
Le procédé de génération, objet de l’invention, utilise des données de vols sains ou considérés sains à savoir des vols qui se sont terminés sans qu’un accident majeur ne se produise.
Une fois généré, ce module de détection est capable de déterminer un avis définitif selon lequel un événement d’intérêt produit au cours d’un vol sain ou accidenté est un événement normal ou atypique.
Conformément à l’invention, cet avis définitif est obtenu à partir d’avis partiels et d’un modèle de décision. Ce modèle de décision peut par exemple être basé sur un ensemble de règles de détection, ou sur un modèle obtenu par apprentissage, par exemple en utilisant un algorithme du type Isolation Forest ou LOF (en anglais LocalOutlierFactor).
Les avis partiels sur le caractère normal ou atypique d’un événement sont qualifiés de partiels car ils sont obtenus en ne considérant qu’un sous-ensemble de l’ensemble d’indicateurs qui représente complètement cet événement.
Dans un mode de réalisation, le modèle de décision est configuré pour prendre en compte une pluralité d’avis partiels déterminés pour une pluralité de sous-ensembles d’indicateurs pendant une fenêtre de temps afin de déterminer l’avis définitif sur le caractère normal ou atypique d’un évènement de référence.
L’invention vise également un module de détection d’un évènement anormal au cours d’un vol dans un aéronef, ce module étant caractérisé en ce qu’il a été généré par un procédé de génération tel que mentionné ci-dessus.
L’invention vise également un procédé de sauvegarde de données de vol acquises au cours d’un vol d’un aéronef, ledit aéronef comportant un module de détection d’un évènement anormal tel que mentionné ci-dessus, ce procédé comportant : - une étape de collecte de données au cours du vol et de mémorisation desdites données collectées dans une mémoire de l’aéronef ; - une étape de copie d’au moins une partie des données collectées dans une boîte noire de l’aéronef ; - une étape de fourniture desdites données collectées en entrée dudit module de détection ; et - une étape de déclenchement de la transmission d’au moins une partie des données collectées vers un récepteur extérieur sur et seulement sur détection d’un signal de détresse généré par ledit module de détection.
Corrélativement, l’invention concerne un dispositif de sauvegarde de données de vol acquises au cours d’un vol d’un aéronef, ledit aéronef comportant un module de détection d’un évènement anormal tel que mentionné ci-dessus, ce dispositif comportant : - un module de collecte de données au cours du vol et de mémorisation desdites données collectées dans une mémoire ; - un module de copie d’au moins une partie desdites données collectées dans une boîte noire de l’aéronef ; - un module de fourniture desdites données collectées en entrée du module de détection ; et - un module de déclenchement de la transmission d’au moins une partie des données collectées vers un récepteur extérieur sur et seulement sur détection d’un signal de détresse généré par ledit module de détection.
Le rotor 41 du compresseur basse pression 4 comprend des roues mobiles 4a et le stator 42 du compresseur basse pression 4 comprend des roues fixes 4b. Les roues mobiles 4a sont disposées en alternance avec les roues fixes 4b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur basse pression.
De même, le compresseur haute pression 5 comprend un rotor 51 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 52 monté fixe sur le carter 31.
Le rotor 51 du compresseur haute pression 5 comprend des roues mobiles 5a et le stator 52 du compresseur haute pression 5 comprend des roues fixes 5b. Les roues mobiles 5a sont disposées en alternance avec les roues fixes 5b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur haute pression.
La section de turbine 30 comprend une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8.
La turbine haute pression 7 comprend un rotor 71 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 72 monté fixe sur le carter 31.
Le rotor 71 de la turbine haute pression 7 comprend des roues mobiles 7a et le stator 72 de la turbine haute pression 7 comprend des roues fixes 7b. Les roues mobiles 7a sont disposées en alternance avec les roues fixes 7b, formant ainsi une succession d'étages de turbine haute pression.
De même, la turbine basse pression 8 comprend un rotor 81 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 82 monté fixe sur le carter 31.
Le rotor 81 de la turbine basse pression 8 comprend des roues mobiles 8a et le stator 82 de la turbine basse pression 8 comprend des roues fixes 8b. Les roues mobiles 8a sont disposées en alternance avec les roues fixes 8b, formant ainsi une succession d'étages de turbine basse pression.
Le système propulsif 1 comprend un arbre basse pression 11 reliant le rotor 81 de la turbine basse pression 8 au rotor 41 du compresseur basse pression 4, l’arbre basse pression 11 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X.
Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraine en rotation le rotor 41 du compresseur basse pression 4 par le biais de l’arbre basse pression 11.
Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre de soufflante 20 et un mécanisme de réduction 19. Le rotor de soufflante 9 est monté fixe sur l’arbre de soufflante 20. Le mécanisme de réduction 19 présente une entrée et une sortie. L’entrée du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre basse pression 11 et la sortie du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre de soufflante 20. Ainsi, lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraine en rotation non seulement le rotor 41 du compresseur basse pression 4, mais également le rotor de soufflante 9, par le biais de l’arbre basse pression 11, du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20.
Grâce au mécanisme de réduction 19, le rotor de soufflante 9 est entrainé en rotation à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation du rotor 81 de la turbine basse pression 8 et à la vitesse de rotation du rotor 41 du compresseur basse pression 4.
Le mécanisme de réduction 19 permet ainsi de maitriser de manière indépendante la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 et du compresseur basse pression 4.
La turbine basse pression 8, l’arbre basse pression 11, le compresseur basse pression 4, l’arbre de soufflante 20, le mécanisme de réduction 19 et la soufflante 22 forment ensemble le « corps basse pression » du système propulsif 1.
Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre haute pression 10 reliant le rotor 71 de la turbine haute pression 7 au rotor 51 du compresseur haute pression 5, l’arbre haute pression 10 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X. L’arbre haute pression 10 est coaxial avec l’arbre basse pression 11 et s’étend autour de l’arbre basse pression 11.
Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 71 de la turbine haute pression 7 entraine en rotation le rotor 51 du compresseur basse pression 5 par le biais de l’arbre basse pression 11.
Sur la , on a représenté : - par des lignes horizontale et verticale un seuil pour chacun des indicateurs, environ 1.31 pour l’accélération normale nz et 0.08 pour l’accélération longitudinale ny ; et - une zone hachurée dans laquelle se trouvent les points dont au moins une valeur parmi l’accélération normale nz ou l’accélération longitudinale ny est supérieure au seuil correspondant.
Considérer chaque point de la zone hachurée comme un évènement annonciateur d’un accident à venir conduirait à un grand nombre de faux positifs.
Sur la , on a représenté une zone hachurée dans laquelle se trouvent les points représentant les évènements dont l’accélération normale nz et l’accélération longitudinale ny de l’aéronef sont simultanément supérieures à leurs seuils respectifs.
Considérer chaque point de cette zone hachurée comme un évènement annonciateur d’un accident à venir peut réduire considérablement le nombre de faux positifs par rapport à l’exemple de la . Par contre, des événements annonciateurs d’un événement pourraient ne pas être détectés.
Sur la , on a représenté le résultat d’une classification des évènements de la par un outil mathématique, ou par une sélection manuelle. Cet outil produit : - une zone non hachurée correspondant à des points nominaux ; - des zone quadrillées correspondant à des classes de points atypiques.
A partir de cette classification, il est possible de définir une combinaison de ces paramètres et de comparer cette combinaison par rapport à un seuil représenté par une ligne oblique.
Par exemple, la illustre un exemple dans lequel on compare une somme pondérée des indicateurs accélérations normale et longitudinale à un seuil, les points situés dans la zone hachurée déclenchant, lorsqu’ils sont détectés, une transmission urgente d’au moins une partie des données collectées au cours du vol.