INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Pour cela la présente invention propose un capteur de pression comportant: au moins un élément sensible à la pression, un boitier de protection dans lequel est logé l’élément sensible à la pression, une chambre reliée à la pression atmosphérique formée dans le boîtier. l’élément sensible à la pression comprenant une première face en communication fluidique avec une première entrée de pression P1 pour mesurer une première pression et une deuxième face, opposée à la première face, en communication fluidique avec la chambre, l’entrée de pression étant formée par un conduit,
le capteur comprenant un moyen de protection de l’élément sensible à la pression.
Selon un mode de réalisation de l’invention, le moyen de protection de l’élément sensible est une restriction de section d’un conduit d’entrée de pression.
Selon un mode de réalisation de l’invention, la restriction de section est formée par le conduit lui-même.
Selon un mode de réalisation de l’invention, le diamètre de l’ouverture de la section de restriction de section est inférieur ou égal à 1mm.
Selon une variante de réalisation de l’invention, le moyen de protection de l’élément sensible est une pièce rapportée, ajourée par des ouvertures, ajoutée dans un conduit.
Selon un mode de réalisation de l’invention, la pièce rapportée est en métal ou en plastique ou une membrane respirante.
Selon un mode de réalisation de l’invention, la pièce rapportée est maintenue mécaniquement dans un conduit soit par clipage, par montage en force, par collage ou encore par soudure.
Selon une variante de réalisation de l’invention, le moyen de protection de l’élément sensible est formé par un élément d’obturation totale du conduit à son entrée ou tout autre endroit le long du conduit, une ouverture supplémentaire étant formée sur le capteur directement ou par une pièce supplémentaire, le diamètre de cette ouverture étant inférieur ou égal à 1mm.
L’invention concerne également un organe de moteur de véhicule comprenant un capteur de pression selon l’invention.
D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris et apparaîtront plus clairement à la lecture de la description faite, ci-après, en se référant aux figures annexées, données à titre d'exemple et dans lesquelles: La est une vue en coupe d’un capteur de pression différentiel selon l’invention, La est une vue en élévation d’un capteur de pression différentiel selon l’invention, La est une vue en coupe d’un capteur de pression différentiel selon l’invention, La est une vue d’un capteur de pression différentiel selon l’invention selon une première variante de l’invention, La est une vue en coupe d’un détail d’un capteur de pression différentiel selon l’invention selon la première variante de l’invention, La est une vue en élévation d’un capteur de pression différentiel selon l’invention selon une deuxième variante de l’invention, La est une vue d’un capteur de pression différentiel selon l’invention selon une troisième variante de l’invention, La est une vue en coupe d’un capteur de pression différentiel selon l’invention selon une quatrième variante de l’invention.
Dans un mode particulier, le deuxième composant comprend au moins une charge minérale et/ou additif. Dans ce cas, le premier composant peut ne pas comprendre de charge minérale et/ou additif, ou peut en comprendre un ou plusieurs, identiques à ou différents de celui (ou ceux) du deuxième composant.
Dans un mode particulier, le deuxième composant comprend au moins une monoamine, en tant que diluant réactif.
Lorsque le kit contient des charges minérales, additifs et/ou diluants réactifs, la proportion massique de charges minérales, additifs et/ou diluants réactifs dans le kit est de préférence comprise dans un domaine allant de 20 à 90%, notamment de 30 à 80%.
Le mélange du premier composant et du deuxième composant du kit est réalisé dans les conditions du procédé de l’invention décrit ci-dessus.
Les deux composants du kit peuvent être mélangés pour former un revêtement (par exemple un revêtement du sol, un revêtement mural, un revêtement de toiture, plus particulièrement une couche d’adhérence, une couche de masse, une couche de finition ou d’usure), un adhésif, un mastic (par exemple, pour former un joint), ou une mousse (par exemple, pour former un joint ou une mousse adhésive). Notamment, les deux composants peuvent être mélangés pour former un revêtement pour l’étanchéité de toitures, de façades ou de balcons. Les deux composants peuvent être mélangés pour former un joint entre des carreaux de carrelage ou entre des plaques de façades, ou encore pour coller les carreaux de carrelage ou les plaques de façades à un support.
En fonction de l’application, le mélange peut être appliqué au moyen d’une brosse, d’un rouleau, d’un pinceau, d’une spatule, d’une lisseuse, d’un platoir, d’une truelle, ou encore par pulvérisation. Dans le cas d’une mousse, les deux composants peuvent être mélangés avec adjonction de gaz (par exemple, l’air ou l’azote), en général sous pression.
EXEMPLES Exemple 1. Synthèse de polycyclocarbonates
Des quantités stoechiométriques d’un composé cyclocarbonate et d’un polythiol sont mélangées avec du DMPA (0,5 % en moles) et du THF dans un réacteur ouvert ( [groupe cyclocarbonate] = [groupes SH] = 0,8 mol.L -1 ). Le mélange est ensuite irradié à λ = 365 nm (intensité 15000 w/m²) à température ambiante jusqu'à conversion complète des doubles liaisons C=C (suivi RMN 1 H). Le THF est ensuite évaporé à l'aide d'un évaporateur rotatif et le monomère synthétisé conservé au réfrigérateur à 5°C.
Polycyclocarbonates préparés :
RMN 1 H (THF-d 8 , 25 °C, 400 MHz) δ (ppm) : 0,88 (t, 6H), 1,24-1,42 (m, 8H), 1,46 (q, 4H), 1,54 (quint, 4H), 1,79 (quint, 4H), 2,47 (t, 4H), 2,53 (t, 4H), 3,38 (s, 4H), 3,49 (t, 4H), 4,09-4,28 (dd, 8H)
MS (ESI): M + H + = 579,3
RMN 1 H (THF-d 8 , 25 °C, 400 MHz) δ (ppm) : 1,25-1,42 (m, 8H), 1,55 (q, 4H), 1,79 (q, 4H), 2,47 (t, 4H), 2,53 (t, 4H), 3,53-3,68 (superposition qd et triplet, 8H), 4,23-4,49 (dt, 4H), 4,79 (m, 2H)
MS (ESI): M + H + = 495,4
RMN 1 H (THF-d 8 , 25 °C, 400 MHz) δ (ppm) : 1,24 (s, 6H), 1,28-1,45 (m, 8H), 1,57 (quint, 4H), 1,90 (quint, 4H), 2,49 (t, 4H), 2,56 (t, 2H), 4,25 (t, 4H), 4,17-4,60 (dd, 4H)
MS (ESI): M + H + = 579,2
RMN 1 H (THF-d 8 , 25 °C, 400 MHz) δ (ppm) : 0,88 (t, 3H), 1,49 (q, 2H), 1,80 (quint, 6H), 2,58 (q, 12H), 2,72 (t, 6H), 3,57 (t, 6H), 3,54-3,69 (qd, 6H), 4,04 (s, 6H), 4,25-4,50 (dt, 6H), 4,82 (m, 3H)
Le signal S31 reste à « -1 ».
Entre les instants t3 et t4, le la vitesse de rotation Ω négative continue à diminuer.
La valeur absolue de la vitesse de rotation Ω est supérieure au seuil Se et le gradient reste négatif.
A l’instant t4, la vitesse de rotation Ω est négative et augmente de sorte que le gradient de vitesse devient positif.
Les premiers moyens de détermination 105 délivrent le signal S106 égal à une valeur Sp indicative d’un gradient positif ou nul.
La valeur absolue de la vitesse de rotation est supérieure au seuil Se.
Entre les instants t4 et t5, la vitesse de rotation Ω négative continue à augmenter.
La valeur absolue de la vitesse de rotation Ω est supérieure au seuil Se et le gradient reste positif.
A l’instant t5, la valeur absolue de la vitesse de rotation Ω est inférieure au seuil Se, les moyens de comparaison 1000 délivrent un signal S104 égal à « -1 ». En outre, comme le gradient de vitesse est positif ou nul, le signal S106 est égal à la valeur S P indicative d’un gradient positif ou nul.
Les deuxièmes moyens de détermination 107 détectent une inversion du sens de rotation du rotor 5 du sens direct vers le sens indirect, et délivrent un signal représentatif de la valeur du coefficient multiplicateur des gains 62, 73 égal à « 1 » de sorte que le signal S31 est égal à « 1 ».
Capteur de pression différentielle La présente invention concerne un capteur de pression, et plus particulièrement un capteur de pression différentielle pour, par exemple, mesurer la pression d’un circuit équipé d’un filtre à particule ou d’un circuit de recirculation des gaz d’un moteur.
Un tel capteur de pression est utilisé dans les systèmes de gaz d’échappement de véhicules thermiques. Il peut par exemple être utilisé pour mesurer une différence de pression à deux endroits différents d’une ligne d’échappement, comme par exemple avant et après un filtre à particules.
Présentation de l’invention Elle propose notamment à cet effet un procédé de contrôle destiné à être mis en œuvre dans un véhicule comprenant un groupe motopropulseur comportant au moins un organe propre à participer à la fourniture d’un couple pour déplacer le véhicule et pouvant présenter un fonctionnement limite.
Ce procédé de contrôle se caractérise par le fait qu’il comprend une étape dans laquelle, lorsqu’un organe du groupe motopropulseur a un fonctionnement en cours s’approchant de son fonctionnement limite pendant un déplacement du véhicule, on détermine une vitesse limite du véhicule qui est propre à empêcher cet organe d’atteindre son fonctionnement limite.
Ainsi, on peut désormais déterminer de façon dynamique une vitesse limite qui va permettre d’empêcher un organe d’atteindre son fonctionnement limite de façon anticipative, ce qui permet d’améliorer le confort des passagers du véhicule, d’éviter l’endommagement d’au moins l’organe concerné et de garantir de façon globale le respect de la vitesse limite déterminée (y compris en présence d’un GMP adapté au mode 4x4).
- dans son étape, on peut déterminer la vitesse limite dès que l’organe atteint un fonctionnement en cours supérieur ou égal à un seuil qui est choisi et strictement inférieur à son fonctionnement limite ;
- en présence de la première option, dans son étape, on peut utiliser un seuil qui est fonction d’une situation de vie en cours dans le véhicule ;
- dans son étape, après la détermination de la vitesse limite, on peut déterminer, de façon anticipative, au moins une consigne de fonctionnement pour le groupe motopropulseur, propre à empêcher le véhicule de dépasser la vitesse limite déterminée ;
- en présence de la dernière option, dans son étape, lorsque le véhicule dispose d’une fonction de bridage de vitesse propre à déterminer au moins une consigne de fonctionnement pour le groupe motopropulseur, on peut fournir la vitesse limite déterminée à cette fonction de bridage de vitesse afin qu’elle détermine chaque consigne de fonctionnement propre à empêcher le véhicule de dépasser la vitesse limite déterminée ;
- en présence de la dernière sous-option, dans son étape, lorsque le véhicule comprend une pédale d’accélérateur pouvant faire l’objet d’un enfoncement par un conducteur du véhicule et/ou une fonction d’aide à la conduite propre à contrôler des déplacements du véhicule pendant une phase de conduite autonome, la fonction de bridage de vitesse peut déterminer chaque consigne de fonctionnement propre à empêcher le véhicule de dépasser la vitesse limite déterminée en fonction d’un pourcentage d’enfoncement de cette pédale d’accélérateur et/ou d’informations transmises par cette fonction d’aide à la conduite et relatives à la phase de conduite autonome en cours ;
- également en présence de la dernière sous-option, dans son étape, lorsque le véhicule comprend un système de freinage hydraulique, la fonction de bridage de vitesse peut déterminer pour ce système de freinage hydraulique une consigne de fonctionnement propre à empêcher le véhicule de dépasser la vitesse limite déterminée.
L’invention propose également un produit programme d’ordinateur comprenant un jeu d’instructions qui, lorsqu’il est exécuté par des moyens de traitement, est propre à mettre en œuvre un procédé de contrôle du type de celui présenté ci-avant, dans un véhicule comprenant un groupe motopropulseur comportant au moins un organe propre à participer à la fourniture d’un couple pour déplacer le véhicule et pouvant présenter un fonctionnement limite, pour contrôler une détermination d’une vitesse limite du véhicule propre à empêcher cet organe d’atteindre son fonctionnement limite.
L’invention propose également un dispositif de contrôle destiné à équiper un véhicule comprenant un groupe motopropulseur comportant au moins un organe propre à participer à la fourniture d’un couple pour déplacer le véhicule et pouvant présenter un fonctionnement limite.
Ce dispositif de contrôle se caractérise par le fait qu’il comprend au moins un processeur et au moins une mémoire agencés pour effectuer les opérations consistant, lorsqu’un organe du groupe motopropulseur a un fonctionnement en cours s’approchant de son fonctionnement limite pendant un déplacement du véhicule, à déterminer une vitesse limite du véhicule propre à empêcher cet organe d’atteindre son fonctionnement limite.
L’invention propose également un véhicule, éventuellement de type automobile, et comprenant, d’une part, un groupe motopropulseur comportant au moins un organe propre à participer à la fourniture d’un couple pour déplacer le véhicule et pouvant présenter un fonctionnement limite, et, d’autre part, un dispositif de contrôle du type de celui présenté ci-avant.
illustre schématiquement et fonctionnellement un exemple de réalisation d’un véhicule comprenant un GMP thermique, un calculateur de supervision, un calculateur de bridage de vitesse et un dispositif de contrôle selon l’invention,
En outre, l’aéronef 10 auquel les modes de réalisation peuvent être appliqués comprend un système de stabilisation de l’assiette des sièges permettant de maintenir l’assise des passagers horizontale durant les transitions entre le mode vertical et le mode horizontal, ladite transition consistant en une bascule en tangage à 90° de l’aéronef dans son entier. Le principe et un mode de réalisation d’un tel système est également décrit dans le document FR3048412 précité. Dans l’exemple montré à la et à la , l’aéronef comprend un premier rang de sièges 11 (ou sièges de rang 1, ou sièges de 1 er rang), ainsi qu’un second rang de sièges 12 (ou sièges de rang 2, ou sièges de 2 ème rang), disposés l’un derrière l’autre suivant la direction longitudinale X du fuselage. Au moins certains des sièges et préférentiellement tous les sièges de l’aéronef 10 sont localisés dans une section 21 du fuselage comprenant le cockpit pour le(s) pilote(s) et/ou la cabine pour le(s) passager(s). Cette section 21 est dite "section de fuselage avant" car elle est située en avant d’une autre section 22 du fuselage qui comprend la queue 24 de l’aéronef 10, laquelle est de ce fait dite "section de fuselage arrière" ou "section de queue" (voire "queue", plus simplement et par abus de langage).
La section de fuselage avant 21 comprend la cabine, c’est-à-dire la zone de l’aéronef dans laquelle sont disposé les sièges pour le(s) passager(s). Elle peut aussi comprendre le nez 23 du fuselage, comme dans l’exemple représenté, et donc généralement aussi le cockpit comprenant le(s) siège(s) pour le(s) pilote(s), le cas échéant (c’est-à-dire si l’aéronef est piloté par une personne à bord). Mais cela n’est pas obligatoire, dans la mesure où une autre section de fuselage, encore plus en avant que la section 31, peut comprendre le nez 23, et peut comprendre le cockpit le cas échéant. De même, une section de fuselage intermédiaire peut se trouver intercalée entre la section 31 (i.e., la cabine) et la section de queue 32. Dit autrement, l’invention n’entend pas être limitée par le nombre de sections du fuselage, ni par la fonction et l’agencement de ces différentes sections de la cellule de l’aéronef. Les modes de réalisation n’exigent qu’une seule chose, à savoir que le fuselage de l’ADAV de type « tailsitter » possède une section de fuselage comprenant les sièges (idéalement tous les sièges) pour le(s) pilote(s) et/ou le(s) passager(s), qui soit située en avant d’une autre section de fuselage comprenant la queue 24 de l’aéronef sur laquelle l’aéronef 10 se tient debout après l’atterrissage et avant le décollage.
Comme montré à la , l’aéronef peut comprendre des éléments de train d’atterrissage comme les éléments 321 et 322 représentés. Dans cet exemple, il s’agit de roulettes disposées chacune à l’extrémité d’une jambe qui s’étend, ici depuis les extrémités latérales de l’aile basse 32, vers le sol lorsque l’aéronef se tient sur la queue 24 comme représenté à la figure. Si le poids le permet, ces éléments peuvent être rétractables afin de se loger dans l’aile basse 32 ou dans les éléments de dérive 33 après le décollage, et en être sortis avant l’atterrissage. On évite ainsi un impact sur la traînée de l’aéronef en vol. L’extrémité de la dérive 241 (non visible à la mais visible à la ) peut aussi comprendre un tel élément de train d’atterrissage, non représenté. Il peut s’agir d’une simple roulette, éventuellement pivotante, par exemple autour de l’axe de lacet Z. En variante ou en complément, des trains d’atterrissage peuvent aussi comprendre d’autres types de support au sol, comme par exemple des patins, des skis, etc., selon les spécificités de l’application envisagée. En d’autres termes, l’invention n’est limitée ni par le nombre, ni par la nature, ni par l’agencement des éléments du train d’atterrissage. De tels éléments ne sont pas même indispensables en soi, l’aéronef pouvant se poser en position debout directement sur les éléments d’empennage 241, 242 s’il en existe un, et/ou de la voilure 30 ou du fuselage 20, comme par exemple des éléments agencés au niveau du cône de queue 24.
Les commandes de vol d'un tel ADAV de type « tailsitter », avec en outre un système de stabilisation d’assiette pour les sièges, sont déjà décrites dans le document FR3048412. Cette description ne sera pas reprise ici, dans le souci de ne pas alourdir la présente description, dans la mesure où l’invention ne concerne pas spécifiquement ces aspects du fonctionnement opérationnel de l’aéronef. L’homme du métier pourra se référer à ce document pour plus d’information à ce sujet, le cas échéant.
On rappellera simplement que, contrairement aux aéronefs classiques de type avion, l’empennage d’un aéronef de ce type ne comprend que des plans fixes. Dit autrement, il ne comprend pas de plans mobiles formant gouvernes verticale(s) ou horizontale(s) pour modifier volontairement l'équilibre de l’aéronef : ni gouverne de direction pour le contrôle du lacet, ni gouverne de profondeur pour l'équilibre en tangage et le contrôle de la montée ou de la descente. Cette conception est particulièrement adaptée pour un aéronef qui se tient sur la queue (« tailsitter »), car les gouvernes d’un avion sont des éléments d’empennage fragiles en raison de leur montage mobile.
La stabilisation et le contrôle d’un tel aéronef, tant en lacet qu’en tangage, ainsi que le contrôle de la montée ou de la descente sont obtenus uniquement via les moyens de propulsion, par des commandes de vol spécifiques. A cet effet, les moyens de propulsion comprennent une pluralité de propulseurs ayant, dans l’exemple présenté dans le document FR3048412 comme dans l’exemple montré à la et de la , chacun un moteur entraînant au moins une hélice, dont au moins une paire de tels propulseurs qui sont décalés suivant l’axe de tangage Y, et au moins une paire de propulseurs qui sont décalés suivant l’axe de roulis, chacun des deux propulseurs de ces paires de propulseurs étant disposé de part et d’autre, respectivement, du centre de gravité de l’aéronef. En pratique, ces deux paires de propulseurs sont mises en œuvre par trois propulseurs au minimum, dont l’un est alors commun aux deux paires, ou plus. Ces propulseurs ne pivotent par rapport au reste de l’aéronef (fuselage et voilure).
En ce qui concerne la voilure, on rappelle qu’un aéronef de ce type comprend une voilure fixe, c’est-à-dire qui ne pivote pas par rapport au fuselage. Il s’agit d’un aéronef de type biplan, i.e., dont la voilure est composée de deux plans parallèles, s’étendant dans la direction de l’axe de tangage Y. Ces deux plans sont superposés suivant la direction de l’axe de lacet Z, l’un (qui est dit plan supérieur) étant plus haut que l’autre (lequel est dit plan inférieur) suivant cette dernière direction. En outre, ces deux plans sont décalés l’un de l’autre suivant la direction de l’axe de roulis X, l’un étant plus en avant (vers le nez du fuselage) que l’autre (qui est plus en arrière, donc plus proche de la queue du fuselage). Dans le cas de l’exemple considéré ici, le plan 31 de la voilure est le plan supérieur et est celui qui est le plus en avant. Dans le cas de l’exemple considéré ici, le plan 31 est le plan inférieur et est celui qui est le plus en arrière.
Avant le décollage (cf. ), l'aéronef 10 repose sur le sol à l'aide des supports du train d’atterrissage à l'arrière de l'aéronef. L'assise de chacun des sièges 11,12 du ou des pilotes et du ou des passagers est alors en position horizontale, comme également représenté en partie droite de la .
Le décollage s'effectue grâce à la poussée respective de chacun des propulseurs 40, dont la somme doit alors être supérieure au poids de l'aéronef dans cette phase du vol pour vaincre la gravité terrestre. L'attitude de l'aéronef est contrôlée dans cette phase du vol en lacet, en tangage et en roulis en ajustant les poussées respectives des différents propulseurs, pour maintenir globalement un avancement de l'aéronef vers le haut. Les hélices des propulseurs 40 sont alors approximativement dans un même plan horizontal, et assurent la portance de l’aéronef. Alors que l'assise des sièges reste en position horizontale, l’aéronef s’élève alors à la manière d’un hélicoptère, et ce jusqu'à ce qu'une altitude suffisante ait été atteinte.
Comme illustré schématiquement par la flèche 301 à la , l'aéronef bascule alors progressivement son sens d'avancement de la verticale vers l'horizontale, par une action en tangage telle que décrite plus haut. On parle de transition pour désigner cette manœuvre. Les ailes 31 et 32 de la voilure fixe 30 prennent progressivement le relais des hélices des propulseurs 40 (cf. et ) pour assurer la portance, en évitant tout décrochage par un contrôle adéquat de la poussée respective des différents propulseurs. L'assise des sièges 11,12 du ou des pilotes et du ou des passagers, quant à elle, reste en position horizontale, par une rotation inverse au sens de basculement de l'aéronef et coordonnée avec le basculement en tangage de l’aéronef de 90° vers l’avant. Selon l’enseignement du document FR3048412, ce résultat est obtenu par des moyens actifs commandés à l'aide d'une centrale de calcul inertiel. L'aéronef 10 passe alors en phase de croisière, comme représenté en partie gauche de la . Les propulseurs se retrouvent alors approximativement dans un même plan vertical, sans avoir pivoté par rapport aux ailes puisque c’est l’intégralité de l’aéronef qui a basculé en tangage de 90° vers l’avant. Durant la transition, et au fur et à mesure du basculement de l'aéronef 10 pour passer de la phase de décollage à la phase de croisière, et à mesure également de l'augmentation de la vitesse horizontale, les ailes de l'aéronef 10 génèrent de plus en plus de portance jusqu'à assurer totalement la sustentation de l'aéronef en croisière. En croisière, l’aile supérieure 31 et l’aile inférieure 32 génèrent seules la portance de l'aéronef et les moyens de propulsion 40 (cf. ) n’assurent plus que son déplacement horizontal.