INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Au cours d’une étape 404, un maillage est superposé au plan de joint initial. Ce maillage permet une discrétisation régulière du plan de joint permettant d’en définir la densité topologique dans le plan du plan de joint (c’est-à-dire par exemple le nombre de nœuds par unité de surface). Par exemple, le maillage est réalisé à partir de triangles et/ou de quadrilatères. De préférence, le maillage doit être suffisamment fin pour que l’épaisseur du plan de joint selon toute direction passant par le centre de gravité de ce maillage, soit traversée par au moins quatre points du maillage. Le nombres d’éléments du maillage est ainsi par exemple augmenté jusqu’à satisfaire cette condition.
En partant du plan de joint initial, les étapes 406, 408, 410 suivantes sont itérées.
Au cours d’une étape 406, le centre du plan de joint en cours est déterminé. Il s’agit par exemple du centre de gravité des points du maillage compris dans le plan de joint en cours, comme expliqué précédemment.
Au cours d’une étape 408, une direction de soudage optimisée pour le plan de joint en cours, est déterminée en mettant en œuvre le procédé 300. Le procédé 300 est de préférence à chaque fois mis en œuvre avec les mêmes paramètres, en particulier : même maillage, même pas inter-position sur la direction de soudage, même formule pour le score de soudabilité, même pas angulaire pour les directions de soudage potentielles. Ainsi, il est possible de comparer les résultats entre les plans de joint. Le score de soudabilité associé à la direction de soudage optimisée trouvée, est pris comme score de soudabilité du plan de joint considéré.
Au cours d’une étape 410, tant que le score de soudabilité du plan de joint en cours ne satisfait pas une condition de sortie de l’itération, le plan de joint en cours est modifié pour obtenir un nouveau plan de joint et l’itération est poursuivie en revenant à l’étape 406, avec ce nouveau plan de joint comme plan de joint en cours.
Par exemple, la modification du plan de joint en cours comporte une modification des positions d’au moins une partie des point pilotes. En effet, lorsque la position d’un ou plusieurs points pilotes est modifiée, la forme du plan de joint en cours est elle-même modifiée, générant ainsi une variante du plan de joint en cours. Cette paramétrisation permet ainsi de définir et de modifier le plan de joint d’un point de vue numérique.
De préférence, il est prévu des zones du plan de joint dites d’encombrement, dans lesquelles les points pilotes ne peuvent pas être situés. Ces zones permettent de guider l’optimisation de la forme du plan de joint et de maintenir la forme générale souhaitée de l’assemblage.
Cette modification est par exemple réalisée au moyen d’un algorithmique d’optimisation automatisée paramétrique, cherchant à optimiser le score de soudabilité. L’algorithme d’optimisation automatisée paramétrique implémenté peut par exemple être un algorithme différentiel basé sur une stratégie itérative de construction et d’enrichissement d’une surface de réponse interpolante de type fonction à base radiale (de l’anglais « Radial Basis Function »). Le critère d’enrichissement entre chaque itération peut par exemple être l’optimum théorique identifié par l’algorithme d’évolution différentielle (connu en soi) sur base de la surface de réponse construite à ladite itération. Une variante peut consister à utiliser une surface de réponse interpolante de type fonction à régression polynomiale, et pourvue d’une stratégie d’enrichissement itératif par un algorithme local SQP (« Sequential Quadratic Programming »).
Si le score de soudabilité du plan de joint en cours satisfait la condition de sortie de l’itération, le plan de joint avec le meilleur score de soudabilité est pris comme plan de joint optimisé.
Par exemple, la condition de sortie de l’itération peut être que le score de soudabilité S du plan de joint en cours soit inférieur à un seuil prédéfini. Dans ce cas, le dernier plan de joint, c’est-à-dire celui dont le score de soudabilité est inférieur au seuil prédéfini, est pris comme plan de joint optimisé. Alternativement, la condition de sortie de l’itération peut être que le critère de qualité R2 ou bien Q2 de la surface de réponse RBF ou bien à régression polynomiale considérée atteigne une valeur seuil significative, par exemple 0,9. Dans une autre variante, la condition de sortie de l’itération est qu’un nombre prédéfini d’itérations est atteint, par exemple cent itérations.
Au cours d’une étape 412, le plan de joint optimisé est fourni (en particulier les positions de ses points pilotes et l’indication de la courbe de liaison utilisée (segment de droite, spline, etc.), avec la direction de soudage optimale trouvée (par exemple, exprimée par un angle en degrés par rapport à un axe prédéfini du plan de soudage).
Il peut également être fourni au moins un parmi : pour chaque direction de soudage du plan de joint optimisé, la liste des contributions des épaisseurs utilisées pour calculer le score de soudabilité S le long de la direction de soudage considérée (par exemple, dans le cas où le score de soudabilité est la somme des carrés des épaisseurs, il est fourni la liste des carrés des épaisseurs) ; et le critère de soudabilité S pour chacune des directions de soudage évaluée pour le plan de joint optimisée, ce qui permet de hiérarchiser les différentes directions de soudage possibles selon le score de soudabilité S, et donc d’identifier la direction optimale de soudage, ainsi que de quantifier le gain sur le score de soudabilité S.
Les données de sortie précédentes sont par exemple fournies dans un fichier de résultats lisible et éditable (par exemple au format .txt) ou non (formatage spécifique).
En référence à la , un exemple de procédé 500 de soudage des deux pièces 102, 104, va à présent être décrit.
Selon la première alternative de la , le mode école comporte une mesure MESCARBU d’une quantité, et éventuellement d’un volume, de carburant dans le giravion 1 avec le jaugeur 35. Le jaugeur 53 transmet un signal dit « signal de carburant » par commodité, au contrôleur 60 porteur du volume ou de la masse de carburant contenu dans le ou les réservoirs 20. Le contrôleur 60 décode le signal de carburant et en déduit la masse de carburant MCARBU lors d’une étape d’estimation ESTCARBU1 de la masse de carburant. Par exemple, la masse de carburant MCARBU est alors égale au produit du volume de carburant mesuré par le jaugeur et de sa masse volumique. La masse volumique peut être mémorisée, ou encore paramétrée à l’aide d‘une interface 56 homme-machine de masse volumique.
Selon la deuxième alternative de la , le mode école comporte un paramétrage STPC1 d’une masse ou d’un volume avant vol de carburant dit « quantité avant vol » avec l’interface 51 homme-machine de paramétrage de carburant. Ce paramétrage STPC1 peut être effectué avant un démarrage des moteurs 10, la masse avant vol ou le volume avant vol étant figé après ledit démarrage.
Cette interface 51 homme-machine de paramétrage de carburant transmet un signal au contrôleur 60. Le contrôleur 60 le décode et mémorise la masse avant vol ou le volume avant vol.
De plus, le mode école comporte une estimation STPC2 du volume de carburant consommé jusqu’à l’initialisation avec le débitmètre 50 ou le jaugeur 35 par exemple. Le contrôleur 60 reçoit un signal, provenant du débitmètre 50 ou du jaugeur 35, et peut en déduire à chaque instant le volume de carburant consommé depuis le démarrage des moteurs 10.
Dès lors, le régulateur 30, voire le contrôleur 60 réalise une estimation ESTCARBU2 de la masse de carburant en fonction de la masse ou du volume avant vol de carburant ainsi que du volume de carburant consommé, voire d’une masse volumique du carburant. A titre d’exemple, le contrôleur 60 effectue la différence arithmétique du volume avant vol de carburant et du volume de carburant consommé et multiplie cette différence par la masse volumique du carburant.
Selon la troisième alternative de la , la masse de carburant est paramétrée lors d’une étape de paramétrage STPC3 avec l’interface 51 homme-machine de paramétrage de carburant. Cette interface 51 homme-machine de paramétrage de carburant transmet au contrôleur un signal porteur directement de la masse de carburant MCARBU. Eventuellement, ce paramétrage STPC3 est effectué avant un démarrage des moteurs 10, la masse de carburant étant figée après ledit démarrage. Alternativement, ce paramétrage STPC3 est effectué en vol à l’initialisation du mode école.
Quelle que soit l’alternative, le contrôleur 60 détermine durant la phase d’initialisation la masse initiale MINIT à l’aide de la masse à vide MVD, de la masse MPIL d’un équipage présent dans le giravion 1, de la masse de carburant MCARBU. Le contrôleur 60 peut calculer la masse initiale MINIT en fonction de ces entrées, cette masse initiale MINIT représentant la masse courante estimée du giravion 1. La masse initiale MINIT peut égale à la somme de la masse à vide MVD, de la masse MPIL d’un équipage présent dans le giravion 1 et de la masse de carburant MCARBU.
Indépendamment de la manière de déterminer la masse initiale MINIT, le mode école comporte une détermination STPMAX en vol de la masse maximale en fonction de conditions extérieures voire aussi du type d’entraînement.
Ainsi, une initialisation du mode école peut comporter une estimation STPEXT de la pression extérieure P0 et de la température extérieure T0. Le senseur de pression extérieure 41 transmet un signal de pression au contrôleur 60, le contrôleur 60 décodant le signal de pression et mémorisant la pression extérieure P0. De même, le senseur de température extérieure 42 transmet un signal de température au contrôleur 60, le contrôleur 60 décodant le signal de température et mémorisant la température extérieure T0
Eventuellement, le procédé comporte une sélection SELECTTYP d’un type d’entraînement avec l’interface 52 homme-machine de sélection à tout moment avant le calcul de la masse maximale. Un équipage sollicite l’interface 52 homme-machine de sélection qui transmet un signal de type d’entraînement au contrôleur 60. Le contrôleur 60 décode le signal de type d’entraînement et mémorise le type d’entraînement.
Dès lors, le régulateur 30, voire le contrôleur 60, applique un modèle mathématique fournissant la masse maximale MMAX en fonction des conditions extérieures voire du type d’entraînement. Un tel modèle peut comprendre une ou plusieurs lois mathématiques, une intelligence artificielle ou autres. Le modèle peut être établi par tests et ou simulations par exemple.
Indépendamment de la manière de déterminer la masse maximale MMAX et la masse initiale MINIT, le mode école comporte une comparaison STPCOMP avec le régulateur 30, par exemple avec le contrôleur 60, de la masse initiale MINIT avec la masse maximale MMAX. Cette comparaison STPCOMP peut comporter un établissement STPR d’un rapport de proportion RAP entre la masse initiale MINIT et la masse maximale MMAX. Le rapport de proportion RAP peut être égal à la masse initiale MINIT divisée par la masse maximale MMAX.
Dès lors, le mode école comporte une détermination STPAJUST avec le régulateur 30 de chaque butée de régulation OEITRAIN en fonction de cette comparaison, et le cas échéant du rapport de proportion RAP. Cette étape peut être réalisée avec le contrôleur 60 et/ou avec chaque calculateur moteur 80.
Selon la première variante illustrée en traits continus, le régulateur 30, voire le contrôleur 60 ou les calculateurs moteurs 80, sont configurés pour réaliser une estimation STPA1 d’une valeur de régulation de calcul WLIM en fonction dudit rapport de proportion RAP et de la valeur de régulation limite VLIM. La valeur de régulation de calcul WLIM peut être égale au produit du rapport de proportion RAP et de la valeur de régulation limite VLIM. Le régulateur 30 est configuré pour réaliser une détermination STPA2 de chaque butée de régulation OEITRAIN en fonction de la valeur de régulation de calcul WLIM associée et d’un coefficient de répartition COEF propre à chaque butée de régulation OEITRAIN. Ce coefficient de répartition peut être mémorisé. La somme des coefficients de répartition est égale à un.
Selon un exemple chiffré appliqué sur un giravion bimoteur, le rapport de proportion est de 0.8, la masse initiale étant égale à 80 pourcents de la masse maximale. Selon cet exemple, la valeur de régulation limite à laquelle est buté un moteur lors du régime d’urgence appliqué est de 600 Newton-mètres. De plus, la puissance globale durant le mode école est équirépartie ce qui induit un coefficient de réparation égal à 0.5 en présence de deux moteurs 10. Dès lors, le contrôleur 60 ou les calculateurs moteurs 80 en déduisent que la valeur de régulation de calcul WLIM est égale à 0.8 fois 600 soit 480 Newton-mètres, chaque moteur 10 étant finalement buté à un couple moteur de 480 fois 0.5 soit 240 Newton-mètres.
Selon la deuxième variante illustrée en pointillés, le régulateur 30, voire le contrôleur 60 ou les calculateurs moteurs 80, sont configurés pour réaliser une estimation STPA3 pour chaque butée de régulation OEITRAIN d’une valeur intermédiaire VINT en fonction d’un coefficient de répartition COEF propre à chaque butée de régulation OEITRAIN et de la valeur de régulation limite de ces moteurs . Le régulateur 30 est configuré pour réaliser une détermination STPA4 de chaque butée de régulation en fonction de ladite valeur intermédiaire VINT et dudit rapport de proportion RAP.
La structure porteuse 1 est notamment configurée pour porter les propulseurs 21, 22, 23 de l’aéronef. Les propulseurs 21, 22, 23 sont donc solidaires de la structure porteuse 1 par une liaison qui est détaillée dans la suite. L’aéronef comprend au moins trois propulseurs 21, 22, 23. Selon un exemple, l’aéronef peut comprendre quatre propulseurs. Selon un autre exemple, l’aéronef peut comprendre six propulseurs. Selon une possibilité, les propulseurs sont dans un même plan, régulièrement distribués autour de l’axe z. Selon une autre possibilité, les propulseurs ne sont pas tous dans le même plan, et/ou ne sont pas régulièrement distribués autour de l’axe z. Des exemples particuliers sont décrits dans la suite, de façon non limitative. D’autres configurations ou dispositions de propulseurs peuvent être envisagées, sans se départir du principe de l’invention.
Chacun des propulseurs 21, 22, 23 est configuré pour générer une poussée vectorielle selon différentes directions. La combinaison des poussées vectorielles des propulseurs 21, 22, 23 peut être vue comme une force, et un moment de force, appliqués au centre de poussée P. Les propulseurs 21, 22, 23 sont typiquement contrôlés en orientation et en poussée par un système de contrôle embarqué ou à distance. Les propulseurs 21, 22, 23 sont orientables indépendamment les uns des autres vis-à-vis de la structure porteuse 1. Leurs poussées peuvent être contrôlées indépendamment les unes des autres. Le contrôle indépendant des différentes poussées et orientations des propulseurs 21, 22, 23 permet avantageusement de déplacer ou de mouvoir l’aéronef selon n’importe quelle rotation dans le repère relatif O, x, y, z, et/ou selon n’importe quelle translation et/ou rotation dans le repère absolu O, X, Y, Z. Le contrôle indépendant des différentes poussées et orientations des propulseurs 21, 22, 23 permet avantageusement de maintenir n’importe quel angle d’assiette θ en déplacement ou en vol stationnaire. L’aéronef peut typiquement comprendre un capteur d’assiette configuré pour déterminer l’assiette de l’aéronef en temps réel.
La structure porteuse 1 peut être configurée pour porter une charge utile 12. Selon une possibilité, cette charge utile 12 est logée au centre de la structure porteuse 1. Par exemple, la charge utile 12 est logée dans le volume central 11 délimité par l’enveloppe 10 de forme toroïdale, comme illustré à la . La charge utile 12 peut être dédiée à des instruments de prise de vue ou d’acquisition de données. Elle peut être dédiée au transport de fret ou à la diffusion d’informations. D’autres applications peuvent être envisagées.
Dans le cas illustré à la , le centre de gravité G, le centre de poussée P et le centre de flottaison F sont sensiblement confondus, du fait notamment de la conception symétrique de la structure porteuse 1 et/ou de l’enveloppe 10.
La illustre un aéronef selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. Ce deuxième mode de réalisation diffère du premier mode de réalisation essentiellement en ce que le volume au centre de l’enveloppe 10 toroïdale, est au moins en partie clos par un ou des éléments 13 de carénage, de part et d’autre de l’enveloppe selon z. Cela permet d’améliorer l’aérodynamisme de l’aéronef, en favorisant un écoulement d’air laminaire parallèlement à ces éléments 13 de carénage. Une partie de la charge utile 12’ peut sortir au travers d’un ou des éléments 13 de carénage, par exemple pour éviter d’occulter un objectif de caméra. Le volume central clos peut être mis à profit pour augmenter le volume de gaz porteur disponible et/ou loger un système de compensation de l’expansion du gaz porteur, de type ballonnet.
Dans le cas illustré à la , le centre de poussée P et le centre de flottaison F restent sensiblement confondus. Le centre de gravité G n’est plus confondu avec le centre de poussée P et le centre de flottaison F, du fait de la partie en saillie de la charge utile 12’. Le centre de gravité G est ainsi séparé du centre de flottaison F par une distance d. La poussée d’Archimède, qui est une première force verticale orientée vers le haut, s’applique au centre de flottaison F. Le poids de l’aérostat, qui est une deuxième force verticale orientée vers le bas, s’applique au centre de gravité G. Le couple de force issu de ces première et deuxième forces génère typiquement un moment de rappel gravitaire de valeur m.g.d.sin(θ) par rapport au centre de flottaison F, m étant la masse de l’aéronef et g l’accélération de la pesanteur. Les propulseurs 21, 22, 23 peuvent être orientés de façon à générer un moment de force visant à compenser le moment de rappel gravitaire. Selon un exemple, le moment de force maximal généré par deux propulseurs diamétralement opposés, générant chacun une poussée maximale T, et distants du centre de poussée P d’une distance L, correspond à 2.L.T. Pour que le moment de rappel gravitaire puisse être compensé par ce moment de force maximal pour un angle d’assiette θ quelconque, il faut que m.g.d < 2.L.T. Le dimensionnement de l’aéronef est de préférence effectué de manière à satisfaire ces conditions. La distance d est en particulier choisie suffisamment petite, d < 2.L.T/m.g, pour permettre une compensation du moment de rappel gravitaire par le moment de force généré par les propulseurs de l’aéronef. La poussée maximale T des propulseurs 21, 22, 23 est à déterminer notamment en fonction de la masse m de l’aéronef. Selon un exemple, la poussée T maximale de chaque propulseur est de l’ordre de quelques centaines de Newton (N), par exemple de l’ordre de 300 N. Dans le cas où l’aéronef est configuré pour pouvoir maintenir en vol stationnaire un angle d’assiette θ dans une gamme restreinte entre 0 et θmax, il suffit que la relation m.g.d.sin(θmax) < 2.L.T soit satisfaite. Dans le cas d’un angle θmax < 90°, par exemple θmax = 60°, la poussée maximale T de chaque propulseur peut ainsi être réduite.
La illustre un propulseur 23 monté sur l’enveloppe 10 par l’intermédiaire d’un bras de liaison 31 et de suspentes rigides 61a, 61b. Selon une possibilité illustrée, les suspentes rigides 61a « supérieures » sont plus longues que les suspentes rigides 61b « inférieures ». Le plan P0 des propulseurs est alors décalé sous le plan médian M de l’aéronef, appelé également plan d’équateur. L’accès aux propulseurs depuis le sol est simplifié. Cela facilite la maintenance des propulseurs.
Dans l’exemple illustré, l’aéronef comprend trois propulseurs 21, 22, 23 répartis à 120° les uns des autres autour de l’axe z. Selon une autre possibilité, l’aéronef comprend quatre propulseurs dans un même plan, répartis à 90° les uns des autres autour de l’axe z. Selon une autre possibilité, l’aéronef comprend quatre propulseurs répartis dans deux plans parallèles au plan d’équateur M de l’aéronef. Selon une autre possibilité illustrée à la , l’aéronef comprend six propulseurs répartis dans deux plans P1, P2 parallèles au plan d’équateur M de l’aéronef. Par exemple, trois propulseurs 21, 22, 23 sont répartis dans le premier plan P1 à 120° les uns des autres autour de l’axe z, trois autres propulseurs 24, 25, 26 sont répartis dans le deuxième plan P2 à 120° les uns des autres autour de l’axe z, et les propulseurs 21, 22, 23 du premier plan P1 sont décalés de 60°, autour de l’axe z, vis-à-vis des propulseurs 24, 25, 26 du deuxième plan P2. D’autres configurations sont également possibles. Les propulseurs ne sont pas nécessairement équirépartis autour de l’axe z. Le nombre et la disposition des propulseurs peuvent varier.
La illustre un mode de réalisation particulier d’un propulseur 21, 22, 23. Dans cet exemple, les propulseurs 21, 22, 23 comprennent quatre hélices 41, 42, 43, 44 fixées sur un bâti 40, et le bâti 40 est monté par une liaison 30 sphérique à doigt sur le bras de liaison 31. Cela autorise deux degrés de liberté en rotation, autour des axes U, V, pour le bâti 40 vis-à-vis du bras de liaison 31 et, par conséquent, vis-à-vis de la structure porteuse. Selon une possibilité préférée, le bâti 40 est monté libre vis-à-vis du bras de liaison 31, et les quatre hélices 41, 42, 43, 44 sont pilotées indépendamment les unes des autres pour orienter le bâti 40 vis-à-vis du bras de liaison 31. L'orientation et la modulation de l'amplitude de la poussée du propulseur sont alors obtenues en modulant indépendamment la vitesse de rotation des quatre hélices 41, 42, 43, 44. Selon une autre possibilité, l’orientation du bâti 40 vis-à-vis du bras de liaison 31 est contrôlée par le biais de vérins et/ou d’engrenages au niveau de la liaison 30. La vitesse de rotation peut alors être identique pour les quatre hélices 41, 42, 43, 44. Dans ce cas, seule l'amplitude de la poussée du propulseur est modulée par la vitesse de rotation des quatre hélices 41, 42, 43, 44.
La illustre plus en détail la liaison 30 vis-à-vis du bras de liaison 31. Un ou des logements 50 pour batteries 51 sont de préférence prévus, par exemple sur le bâti 40, pour alimenter les hélices 41, 42, 43, 44. Les logements 50 pour batteries 51 sont de préférence montés à proximité de la liaison 30, pour minimiser l’inertie du bâti 40 lié au poids des batteries 51, lors de l’orientation du bâti 40 vis-à-vis du bras de liaison 31. L’équilibre des masses autour du point central de rotation est optimisé.
Dans ce mode de réalisation du propulseur, la poussée du propulseur, résultant de la poussée des quatre hélices 41, 42, 43, 44, s’applique typiquement au niveau de la liaison 30. D’autres types de propulseur peuvent être envisagés, par exemple des turbines.
Les figures 8, 9, 10A-10C illustrent différents modes de déplacement et de contrôle de vol de l’aéronef.
Comme illustré à la , l’aéronef peut se positionner « sur la tranche », c’est-à-dire de façon à ce que le plan xy du repère relatif soit sensiblement parallèle à l’axe vertical Z du repère absolu. L’aéronef peut ensuite se déplacer sur la tranche selon n’importe quelle direction de l’espace de vol, par exemple dans le plan XY du repère absolu, comme illustré. L’aéronef peut notamment se déplacer sur la tranche selon l’axe vertical Z, en montée ou en descente. Cela minimise la traînée liée à ce déplacement vertical. L’énergie nécessaire au déplacement est ainsi diminuée.
Comme illustré à la , l’aéronef peut se positionner sur la tranche et effectuer une combinaison de rotation autour de l’axe z et de translation selon l’axe de référence X. L’aéronef se déplace alors en « roulant » virtuellement, comme une roue.