INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le passage en position intermédiaire consiste ( ) consiste à déplacer le capot de soufflante 208 latéralement (flèche 80) jusqu’à ce que la première palette 306a soit en butée contre l’autre premier plot 306c celui qui est disposé ici du même côté que le capot de soufflante 208, c'est-à-dire à tribord pour le capot de soufflante 208 tribord et à bâbord pour le capot de soufflante 208 bâbord.
Lors du passage en position intermédiaire ( ), les moyens d’arrêt 308 restent dans la même position sauf qu’ils ont pivoté autour du cylindre central 302a.
Le passage en position ouverte consiste ( ) à déplacer en rotation le capot de soufflante 208 autour des cylindres latéraux 302b-c entraînant le décollement du deuxième plot 308b de la deuxième palette 308a tandis que les moyens de blocage 306 restent dans la même position ( ).
À l’inverse depuis la position ouverte ( ) du capot de soufflante 208, ce dernier est déplacé en rotation autour des cylindres latéraux 302b-c jusqu’à amener le deuxième plot 308a en butée contre la deuxième palette 308a ( ) tandis que les moyens de blocage 306 restent dans la même position ( ) pour atteindre la position intermédiaire du capot de soufflante 208.
Le passage de la position intermédiaire à la position fermée ( ) consiste à déplacer latéralement (inverse de la flèche 80) le capot de soufflante 208 jusqu’à ramener la première palette 306a contre le premier plot 306b disposé du côté opposé au capot de soufflante 208, tandis que les moyens d’arrêt 308 restent dans la même position ( ) à la rotation autour du premier cylindre 302a près.
Les positions des plots par rapport aux palettes peuvent être différentes en fonction de la configuration, par exemple si la palette est disposée vers le haut et non vers le bas comme représenté ici.
Procédé de régulation de régime et dispositif de commande La présente invention concerne le domaine technique de la régulation des ensembles moteurs d’aéronef, et plus particulièrement des ensembles moteurs comprenant au moins une machine électrique et un moteur à combustion, notamment à turbine à gaz.
Afin d’augmenter l’efficacité énergétique globale des moyens de transport, et diminuer leur consommation de carburant et leurs émissions d’effet de serre, on envisage une électrification croissante des ensembles moteurs. Dans le domaine de l’aviation, on constate tout d’abord une tendance à augmenter les prélèvements de puissance à travers de machines électriques incorporées dans les ensembles moteurs, notamment pour remplacer les prélèvements d’air pressurisé destinés à des dispositifs auxiliaires. En outre, de nombreux ensembles moteurs hybrides dans lesquels ces machines électriques ne servent pas uniquement à prélever de la puissance, mais aussi à l’introduire dans l’ensemble moteur afin de fournir une assistance au-delà du simple démarrage. Bien que ces ensembles moteurs hybrides aient le plus souvent été proposés pour les véhicules automobiles et incorporent des moteurs à pistons, l’hybridation des ensembles moteurs d’aéronef et plus particulièrement des ensembles moteurs incorporant un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz a aussi été envisagée.
L’hybridation des ensembles moteurs d’aéronef impose l’incorporation, dans l’aéronef, de dispositifs embarqués de stockage d’énergie pour fournir la puissance à introduire dans l’ensemble moteur à travers la machine électrique. Ces dispositifs embarqués de stockage d’énergie peuvent notamment prendre la forme de batteries électriques rechargeables, quoique d’autres dispositifs de stockage d’énergie, comme par exemple les supercondensateurs ou les volants d’inertie, soient également envisageables. Afin de recharger ces dispositifs embarqués de stockage d’énergie, l’hybridation va normalement augmenter encore les prélèvements de puissance électrique sur l’ensemble moteur pendant des phases de fonctionnement n’exigeant pas d’assistance électrique, et notamment à des régimes ralentis.
Pendant les phases de régime ralenti au sol et en vol, il est normalement souhaitable de minimiser la poussée et donc le régime de l’ensemble moteur. Toutefois, ce régime est normalement contraint par des butées d’opérabilité de l’ensemble moteur et par des exigences de capacité de réponse à des fluctuations transitoires du prélèvement, tant dans le sens d’une diminution brusque (lâcher de charge) que dans celui d’une augmentation brusque, due par exemple à un court-circuit. La capacité des moteurs à combustion, et en particulier des moteurs à turbine à gaz, à encaisser ces fluctuations brusques augmente avec le régime moteur. Toutefois, leur consommation de carburant augmente alors aussi.
Dans la publication de demande de brevet européen EP 3 845 750 A1, un ensemble moteur a été proposé incorporant un moteur à turbine à gaz avec deux arbres rotatifs, ainsi qu’une machine électrique couplée à chacun des arbres rotatifs, et un procédé de distribution du prélèvement de puissance entre ces arbres rotatifs en fonction du régime moteur.
Dans la publication de demande de brevet français FR 3 097 012 A1, il a été proposé d’utiliser l’hybridation de l’ensemble moteur pour améliorer sa réponse aux fluctuations de charge, en particulier aux régimes ralentis.
Dans la publication de demande internationale de brevet WO 2021/018524 A1, il est proposé d’utiliser un dispositif embarqué de stockage d’énergie pour contribuer à réduire les fluctuations transitoires du prélèvement de puissance sur un ensemble moteur d’aéronef.
Toutefois, la capacité d’un dispositif embarqué de stockage d’énergie à réduire les fluctuations transitoires du prélèvement de puissance sur un l’ensemble moteur d’aéronef va normalement dépendre de son état de charge.
La présente divulgation vise à proposer un procédé de régulation de régime et un dispositif de commande d’un ensemble moteur d’aéronef permettant d’assurer la prise en charge des éventuelles fluctuations transitoires du prélèvement de puissance tout en minimisant la consommation énergétique et en prenant compte de la disponibilité d’un dispositif embarqué de stockage d’énergie.
Arrière-plan technologique L'espace proche de la terre est encombré de satellites artificiels en fin de vie, susceptibles de rester en orbite pour encore plusieurs décennies. Afin de ne pas saturer l'espace proche, les agences spatiales imposent de limiter à 25 ans le temps de présence, en orbite basse, des satellites qui ne sont plus opérationnels.
Or, il a été observé à plusieurs reprises l’explosion de satellites non opérationnels, due à un dysfonctionnement de leurs accumulateurs électriques.
L’explosion d’un satellite génère un nombre conséquent de débris de petite taille, dont les vitesses et les directions ne sont pas contrôlées. Chaque débris présente alors un risque de collision avec un véhicule spatial opérationnel, collision susceptible de l’endommager de façon définitive.
Afin d’éviter ce risque d’explosion, les agences spatiales préconisent en fin de mission, la passivation des accumulateurs électriques des satellites. Pour ce faire, les satellites intègrent à présent un système de passivation, programmé pour épuiser de façon permanente toutes les réserves électriques à bord du satellite, à l’issu d’une période mémorisée par le système de passivation.
Pour que le système de passivation puisse réaliser sa mission de façon autonome, plus précisément sans instruction provenant de l’extérieur du satellite, le système de passivation est couplé avec un dispositif de temporisation présente dans le satellite. L’activation du système de passivation au moment opportun, dépend donc de la précision du dispositif de temporisation.
Pour préserver l’intégrité du dispositif de temporisation lors de la mise en orbite du satellite, il est connu de renforcer les interconnexions entre les différents composants du dispositif de temporisation. Ces dispositions particulières engendrent un surcoût ainsi qu’un délai de fabrication du dispositif de temporisation qui ne sont pas négligeables.
De façon connue, les dispositifs de temporisation utilisent des horloges électroniques ou atomiques pour la mesure du temps. Ces horloges mesurent l’écoulement du temps à partir de la fréquence d’une impulsion électrique générée par un oscillateur électronique. Or, la fréquence de cette impulsion électrique évolue notamment en fonction de la température de l’oscillateur électronique. Il est donc primordial de stabiliser la température de l’oscillateur électronique de l’horloge pour permettre une mesure régulière du temps. C’est pourquoi les horloges numériques ou atomiques, embarquées dans les satellites, sont entourées d’un isolant thermique relativement épais afin de les préserver des variations fréquentes et extrêmes de température auxquels les satellites sont exposés lors de leur révolution autour de la terre. La présence de cet isolant thermique a pour inconvénient d’accroître de façon significative l’encombrement des horloges électroniques dans les satellites.
Selon un autre inconvénient, le fonctionnement d’un oscillateur électronique est susceptible de s’altérer lorsqu’il est exposé à des rayonnements électromagnétiques ou bien à des particules subatomiques énergétiques. En d’autres termes, lorsqu’un oscillateur électronique est exposé aux rayonnements électromagnétiques présents dans l’espace, son fonctionnement s’altère de façon non prévisible et irréversible au cours du temps. Les horloges électroniques intégrés dans les satellites en orbite et fonctionnant à l’aide d’un oscillateur électronique, présentent donc un risque d’erreur de mesure du temps de type statistique.
Afin de limiter ce risque d’erreur statistique, il est connu de durcir l’oscillateur électronique ainsi que les autres composants des horloges électroniques embarquées dans les satellites. Par « durcir », on entend le fait que les circuits électroniques sont doublés voir triplés et/ou que leurs dimensions sont accrues. Cette solution a néanmoins pour inconvénient d’accroître de façon significative le nombre de composants sensibles du dispositif de temporisation, composants généralement fragiles et coûteux. Selon un autre inconvénient, la redondance des circuits électroniques accroît également de façon significative l’encombrement, le poids et surtout la consommation électrique des horloges électroniques.
Une solution alternative ou complémentaire peut alors consister à placer le dispositif de temporisation dans un boîtier permettant d’atténuer les rayonnements. Toutefois, cette solution n’est pas idéale car elle accroît l’encombrement du dispositif de temporisation et complexifie sa connexion au système de passivation.
Pour les raisons évoquées ci-dessus, les horloges électroniques actuellement employées pour permettre l’activation d’un système de passivation de satellite en fin de vie, ne sont pas adaptées pour les satellites de petite taille ou nanosatellites.
L’invention vise à remédier à ce problème technique en proposant un dispositif de temporisation d’un nouveau genre, plus sûr, moins cher et plus compacte, permettant d’activer un système de passivation d’un satellite de petite taille ou nanosatellite, en fin de mission.
Objet de l’invention Pour cela, l’invention propose un dispositif de temporisation permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial. Par les termes « dispositif de temporisation », on entend la capacité pour ledit dispositif d’activer un système de passivation, à l’issue d’un temps prédéterminé.
De façon remarquable, le dispositif de temporisation comprend un dispositif de commande couplé à un dosimètre. Selon l’invention, le dosimètre est apte à caractériser une dose de rayonnements auquel est exposé un engin spatial lors de sa mission. Les rayonnements absorbés par le dosimètre sont ionisants et/ou non ionisant.
Par le terme « couplé », on entend le fait que le dispositif de commande est apte à prendre connaissance au cours du temps de la dose de rayonnements absorbée par le dosimètre qui ne peut que croître au cours du temps, de sorte que le dispositif de commande puisse activer le système de passivation d’un engin spatial, lorsque la dose de rayonnement reçue par ledit dosimètre dépasse une valeur de référence.
En d’autres termes, le dispositif de temporisation évalue le temps passé dans l’espace par un engin spatial, en fonction de la dose de rayonnements reçue par un dosimètre.
L’invention concerne également un système de passivation d’un engin spatial couplé à un dispositif de temporisation telle que décrit ci-dessus, de sorte que le système de passivation puisse être activé par le dispositif de temporisation.
De préférence, le système de passivation est apte à épuiser toutes les réserves électriques à bord d’un engin spatial.
L’invention concerne aussi un engin spatial comprenant un système de passivation tel que décrit ci-dessus, de préférence un satellite de petite taille ou nanosatellite. Par nanosatellite, on entend un engin spatial dont le poids est compris entre 1 kg et 50 kg, de préférence entre 1 Kg et 30 kg. Et pour tout satellite jusqu’à 7 000kg en GEO.
Description des figures L'invention sera mieux comprise au regard de la description détaillée ci-dessous, qui se rapporte à un mode de réalisation préféré et non limitatif, illustré par la figure suivante :
illustre un schéma d’un dispositif de temporisation permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial, selon l’invention ;
illustre un schéma d’une variante de réalisation d’un dispositif de temporisation permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial, selon l’invention.
Description détaillée de l’invention Pour rappel, l’invention propose un dispositif de temporisation plus sûr, moins cher et plus compact, permettant le déclenchement d’un système de passivation d’un satellite de petite taille.
La représente une vue schématique des différents éléments composant un dispositif de temporisation 2 selon l’invention. La référence 4 désigne un dispositif de commande couplé à un dosimètre 6.
Par le terme « couplé », on entend la possibilité pour deux éléments d’échanger de l’information. Selon le présent exemple, les éléments composant le dispositif de temporisation 6 sont connectés entre eux par l’intermédiaire de conducteurs électriques, désignés par la référence 8 sur la , permettant l’échange d’information entre lesdits éléments.
Plus précisément, le dispositif de commande 4 se compose d’une unité de comparaison 10, de préférence analogique, couplée à une unité de communication 12.
L’unité de communication 12 est configuré pour recevoir une information provenant de l’extérieur du dispositif de temporisation. L’information peut être transmise à l’unité de communication 12 sous forme de signaux électriques ou bien de signaux radiofréquences. De préférence, l’unité de communication 12 est configurée pour recevoir une information provenant de la surface d’un corps astral par exemple terrestre, lorsque le dispositif de temporisation 2 est présent dans un engin spatial. L’unité de communication est également apte à traiter des messages internes au satellite provenant d’une source extérieure.
L’unité de comparaison 10 est apte à transmettre une information reçue par l’unité de communication 12 à une unité de référence 14, de manière à ce que ladite information soit enregistrée par l’unité de référence. L’unité de comparaison 10 est également apte à lire des informations contenues dans l’unité de référence 14, telle qu’une valeur de référence mentionnée ci-dessous. L’unité de comparaison 10 est couplée au dosimètre 6 de manière à pouvoir recevoir en temps réel ou bien périodiquement, un signal électrique généré par le dosimètre 6.
Selon le présent exemple et à titre non limitatif, le dosimètre 6 comprend un transistor à effet de champ, commercialisé par la société VARADIS, sous l’une des références suivantes, consultables sur le site internet https://www.varadis.com/products/ :
- Varadis RADFET VT01, comprenant un RADFET de 400 nm dans un boîtier en plastique SOT-23 à six fils, pour des doses comprises entre 1 cGy (1 rad) et 1 kGy (100 krad) ; où
- Varadis RADFET VT03, comprenant un RADFET de 1 μm dans un boîtier en plastique SOT-23 à six fils, pour des doses comprises entre 3 mGy (0,3 rad) et 10 Gy (1 krad) ; ou
La forme enveloppante évasée concave vers le haut des lobes 110 apparaît clairement aux figures 2 et 3.
Le berceau rigide BR selon les figures 2, 3, 4 est composé d’une façade FA et d’un dos DS de forme analogue. La façade FA en trapèze symétrique, retourné, a des côtés 112a (côtés symétriques) et une petite base 112b formés par les prolongements 112 de la structure filaire des deux branches avant des lobes 110.
La grande base du trapèze de la façade FA est la traverse 115 commune avec le contour périphérique CP.
Le dos DS du berceau BR est formé de façon analogue par les prolongements 113 de la structure filaire des branches arrière des lobes 110, réalisant les côtés 113a, symétriques et la petite base 113b. La grande base est la traverse 116.
La façade FA et le dos DS ne sont pas réunis en partie haute à leurs jonctions 120, 121 avec le contour périphérique CP, ce qui laisse à celui-ci l’élasticité longitudinale, c’est-à-dire l’élasticité de l’écartement longitudinal de la traverse avant 115 par rapport à la traverse arrière 116 ( ), participant à la souplesse vers l’avant du contour périphérique CP et de la tension de la nappe 200 vers l’avant AV de la selle ST2.
Cet assemblage du contour CP et du berceau BR rigidifie transversalement l’ossature 100 et rend les deux lobes indépendants.
Le berceau BR est relié par les deux rails 114 reliant les petites bases 112b, 113b, stabilisant le positionnement de l’ossature par rapport à la tige de selle TS puisque les deux rails 114 sont reliés de façon réglable dans la direction longitudinale (axe XX) au chariot CH formé schématiquement de deux plaques serrant entre-elles par-dessus et par-dessous les deux rails 114 pour bloquer ainsi la position réglée de la selle dans la direction longitudinale XX.
La fixation de la partie inférieure du berceau BR ne bloque pas la souplesse de sa partie supérieure au niveau des traverses 115, 116 qui ne bloquent pas la souplesse des deux lobes 110 dans la direction longitudinale XX.
L’ossature filaire 100 est par exemple réalisée à partir d’une tige d’acier à ressort, cintrée pour lui donner la forme combinant le contour périphérique supérieur CP, la façade FA et le dos DS du berceau et soudage à cette structure tridimensionnelle de forme complexe, la traverse arrière 116 et les rails 114.
La mise en tension de la nappe souple 200 se fait aussi avec le blocage longitudinal (direct XX) de la fixation de la nappe 200 pour sa tenue et pour éviter sa migration vers l’avant ou vers l’arrière sous l’effet des efforts et des mouvements de pédalage.
La montre en vue en perspective de dessous (vue de l’avant) l’ossature 100 mettant en évidence sa forme globale et celle de l’avancée 111a des deux lobes 110 au-delà du berceau BR soulignant ainsi le décalage de la région des ischions RI vers l’avant AV.
En résumé, l’invention a pour objet une selle transversale de vélo ST, portée par une tige de selle comprenant : une ossature 10, 100 formant une boucle concave vers le haut, transversale, munie en partie basse médiane intermédiaire 102 d’un organe de liaison 11 CH2 réglable, relié à la tige de selle TS et terminée de chaque côté par une partie latérale 11, 111 en forme de branche longitudinale, horizontale, les deux branches étant sensiblement parallèles, une nappe transversale 20, 200 souple, tendue sur les parties latérales 101, 111 pour former l’assise AS recevant les ischions et les fesses sans aucun appui sur le périnée, l’ossature 10, 100 laissant dégagé l’espace sous la nappe transversale 20, 200 et à l’avant de celle-ci.
Suivant une autre caractéristique, l’ossature 10 est une boucle en forme de l’ossature 100 est une boucle en forme de U couché dont l’ouverture est tournée vers l’avant AV et les deux branches forment les parties latérales 101, la courbure de la boucle descendant vers l’organe de liaison 11.
Selon une autre caractéristique particulièrement avantageuse, l’ossature 100 est une structure filaire formant un berceau rigide BR relié à la tige de selle TS et portant un contour périphérique supérieur CP, le contour périphérique CP étant symétrique par rapport au plan médian PM, de concavité tournée vers le haut ayant deux lobes latéraux 110 avec des parties latérales 111 en forme de boucles, sur lesquelles est tendue la nappe transversale 200, le berceau BR intégré à l’ossature 100 portant le contour périphérique supérieur CP pour le fixer à la tige de selle TS et laisser dégagé l’espace sous le contour périphérique CP et dans le berceau BR pour le déploiement de la nappe transversale 200 sous l’effet du poids du cycliste installé sur l’assise AS.
Suivant une autre caractéristique, le berceau rigide BR est une structure filaire comprenant :
une façade FA en forme de trapèze renversé dont les côtés 112a et la petite base 112b sont le prolongement 112 de la structure filaire des branches avant des lobes 110 et la grande base est une traverse avant 115 fixée à l’extrémité avant 120 des prolongements des deux lobes 110, et
Comme on peut le comprendre, quand la chute située à l’intérieur de la cellule stérile doit être nettoyée, son corps est replié avant de la retirer de la cellule stérile à travers l’ouverture centrale de la bride, et elle est nettoyée dans une installation séparée. Lorsque la chute est propre, elle est réintroduite dans la cellule stérile à travers l’ouverture centrale de la bride, avant de déployer son corps et de le solidariser à l’organe de fixation.
Plusieurs modes de réalisation apparemment très différents de la présente divulgation peuvent être mis en œuvre sans sortir de l’esprit et du cadre de cette divulgation.
Par exemple, le corps peut être configuré avec un nombre de secteurs différent de quatre, tel que cinq ou bien trois. Dans le cas de trois secteurs, un secteur médian est relié par des charnières à des secteurs (flancs) adjacents de chaque côté. Le secteurs adjacent (flanc) peut alors être replié vers le secteur médian, et l’autre secteur adjacent peut être replié sur l’autre secteur, dans l’état replié. Dans l’état déployé il constitue une forme cylindrique. Les secteurs peuvent avantageusement être formés dans un matériau ayant une flexibilité appropriée.
Il importe de souligner que l’invention n’est pas limitée à des modes de réalisation particuliers, hormis tels que définis dans les revendications.
Dispositif de libération La présente invention concerne un dispositif de libération permettant d'arrêter et de libérer temporairement des produits transportés, transportés sur une voie de transport, comprenant un élément de retenue réglable par un dispositif de réglage entre une position de libération et une position de retenue. L'invention concerne en outre un dispositif de transport avec une voie de transport sur le tracé de laquelle sont disposés au moins deux de ces dispositifs de libération.
D'après le document DE 10 2010 049 412 A1 on connaît un dispositif de libération générique permettant d'arrêter et de libérer temporairement des produits transportés sur une voie de transport, comprenant un élément de retenue réglable par un dispositif de réglage entre une position de libération et une position de retenue.
D'après le document DE 10 2020 106 906 B4 on connaît un autre dispositif de libération.
D'après le document DE 10 2019 202 332 B4 on connaît un dispositif d'arrêt permettant de bloquer temporairement une voie de transport pour des produits transportés dans un dispositif de transport muni d'un actionneur qui comprend un boîtier d'actionneur et un élément d'actionneur monté sur le boîtier d'actionneur de manière mobile entre une position de libération et une position d'arrêt, dans lequel un agencement de capteur est associé à l'actionneur, qui est réalisé pour établir un effet dynamique sur l'actionneur. L'actionneur comprend dans ce cas une pièce de couplage disposée de manière mobile sur l'élément d'actionneur et réalisée pour une transmission de force sur des produits transportés, dans lequel l'agencement de capteur est associé au boîtier d'actionneur ou à l'élément d'actionneur ou à la pièce de couplage.