INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Alternativement, le ratio peut diminuer de manière progressive de t3 à t5, de sorte à ce que le ratio corrigé Rc se converge vers le ratio nominal Rc à t5, pour que la variation de la consigne de braquage BRc soit le moins perceptible possible par le conducteur. La rapidité de convergence peut alors dépendre de la vitesse mise au volant par le conducteur.
De manière avantageuse, le procédé de l’invention permet d’établir un bon compromis en dimensionnant l’actionneur HWA de retour d’effort au juste besoin pour proposer une butée virtuelle satisfaisant la grande majorité des conducteurs, et traiter le mésusage de la faible minorité de conducteur grâce à l’invention.
De plus, la direction à commande électrique du véhicule automobile est davantage sécurisée, car l’invention permet de à des éventuelles défaillances de l’actionneur (e.g. perte ou détérioration du niveau d’effort de la butée virtuelle), en proposant un scénario de contrôle sûr et efficace.
Dans des modes de réalisation particuliers de l’invention, cette station spatiale de ravitaillement et cet engin spatial sont reliés l’un à l’autre par une canalisation fluidique flexible s’étendant depuis la station spatiale de ravitaillement, un nanosatellite associé à cette canalisation fluidique flexible étant ancré à l’engin spatial par son système d’ancrage réversible. Dans une telle configuration, la réserve d’ergol de ravitaillement de la station spatiale et le réservoir du satellite peuvent être en connexion fluidique l’un avec l’autre, par l’intermédiaire de la canalisation fluidique flexible de ravitaillement et du connecteur fluidique qui l’équipe.
L’ensemble selon l’invention peut notamment comporter une pluralité d’engins spatiaux tels que définis ci-avant, chacun pouvant être relié et connecté de manière fluidique à la station spatiale de ravitaillement par l’intermédiaire d’une canalisation fluidique flexible s’étendant depuis cette dernière, et d’un nanosatellite associé.
Selon un autre aspect, la présente invention concerne un procédé de ravitaillement en ergol(s) d’un engin spatial en orbite autour d’un corps céleste, cet engin spatial comprenant au moins un réservoir, au moyen d’un station spatiale de ravitaillement selon l’invention positionnée dans la même orbite, à proximité de l’engin spatial. Ce procédé comprend des étapes successives de : - le cas échéant, lorsque le nanosatellite se trouve dans une configuration arrimée au corps principal de la station spatiale de ravitaillement, séparation du nanosatellite de ce corps principal, - déplacement du nanosatellite en direction de l’engin spatial, - rendez-vous du nanosatellite avec l’engin spatial, - ancrage du nanosatellite à l’engin spatial, par le système d’ancrage réversible dont il est muni à cet effet, et liaison fluidique étanche du connecteur fluidique de la canalisation fluidique flexible porté par le nanosatellite au réservoir de l’engin spatial, notamment par le biais d’un connecteur fluidique coopérant porté par l’engin spatial, et d’un circuit fluidique éventuel de ce dernier, - transfert de fluide de la réserve d’ergol de ravitaillement du corps principal de la station spatiale de ravitaillement jusqu’au réservoir de l’engin spatial, par la canalisation fluidique flexible, - et, une fois l’étape de transfert de fluide terminée, déconnexion du connecteur fluidique, et le cas échéant électrique, notamment de l’interface de communication, et séparation du nanosatellite et de l’engin spatial, par libération du système d’ancrage réversible. Le nanosatellite peut alors être ramené jusqu’au corps principal de la station spatiale pour y être arrimé, ou être positionné dans une position de parking dans l’espace, en attente d’une nouvelle mission, ou encore être utilisé directement pour une nouvelle mission de ravitaillement d’un engin spatial.
On entend dans la présente description, par « à proximité de », le fait que l’engin spatial se trouve à une distance du corps principal de la station spatiale inférieure à la longueur de la canalisation fluidique flexible. De préférence, cette distance est proche de cette longueur, de sorte à ce que l’engin spatial se trouve dans une zone la plus éloignée possible du corps principal de la station spatiale.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une étape préalable de mise de la station spatiale de ravitaillement dans l’orbite souhaitée, cette étape préalable pouvant être réalisée de toute manière classique en elle-même.
Il peut également comprendre une étape préalable de déplacement de l’engin spatial à proximité de la station spatiale de ravitaillement, par exemple par commande dudit engin spatial depuis une station de commande distante.
Dans des modes de mise en œuvre particuliers de l’invention, le nanosatellite est commandé par un module de commande disposé dans le corps principal de la station spatiale de ravitaillement, des signaux de commande étant successivement déterminés et envoyés au nanosatellite par ce module de commande pour la réalisation des étapes de déplacement, rendez-vous, ancrage à l’engin spatial et séparation de l’engin spatial.
Dans des modes de mise en œuvre particuliers de l’invention, l’étape de transfert de fluide est contrôlée par un module de gestion du transfert de fluide disposé dans le corps principal de la station spatiale de ravitaillement.
Parmi l’ensemble des étapes ci-dessus, seule l’étape de déplacement de l’engin spatial à proximité de la station spatiale de ravitaillement est réalisée par l’engin spatial lui-même. Il peut à cet effet recevoir des signaux de commande d’une station de commande distante, par exemple d’une station de commande au sol. L’ensemble des autres étapes sont réalisées par la station spatiale de ravitaillement, de préférence sous son contrôle direct, l’engin spatial n’ayant alors qu’à contrôler sa propre position dans l’espace jusqu’à sa séparation du nanosatellite.
Ainsi, préférentiellement, l’intervention d’une station de commande distante n’est requise que pour les opérations de planification macroscopique du ravitaillement, notamment la coordination entre l’engin spatial et la station spatiale de ravitaillement, la gestion de l’état de la station spatiale de ravitaillement, des anomalies éventuelles, la maintenance, etc. La communication entre l’engin spatial parvenu à proximité de la station spatiale de ravitaillement et cette dernière s’effectue quant à elle de préférence directement, sans intermédiaire autre que des lignes de télémétrie et télécommande prévues à cet effet entre le corps principal et la nanosatellite, et l’interface de communication avec l’engin spatial portée par le nanosatellite.
Le déplacement du nanosatellite en direction de l’engin spatial à ravitailler entraine le déploiement, hors du corps principal de la station spatiale de ravitaillement, de la canalisation fluidique flexible de ravitaillement qui en est solidaire à sa deuxième extrémité, et, plus généralement, de l’ensemble des canalisations, conduits, câbles, lignes de télémétrie et/ou de télécommande, reliant au nanosatellite des constituants de la station spatiale portés par le corps principal.
On entend dans la présente description, par étape de rendez-vous du nanosatellite avec l’engin spatial, de manière classique en elle-même, toutes les phases de mouvement du nanosatellite, et le cas échéant de l’engin spatial, nécessaires à et précédant leur ancrage physique à proprement parler. Pour cette étape de rendez-vous, la trajectoire d’approche du nanosatellite fait appel aux connaissances générales de l’homme du métier, notamment en ce qui concerne les techniques de rendez-vous (RV) orbital. Cette étape est de préférence commandée depuis le corps principal de la station spatiale de ravitaillement, plus particulièrement d’un module de commande qu’elle comporte à cet effet.
L’étape de transfert de fluide du procédé selon l’invention, de la réserve d’ergol de ravitaillement au réservoir de l’engin spatial, est de préférence également contrôlée depuis la station spatiale de ravitaillement, plus spécifiquement par un module de gestion de transfert de fluide, disposé dans le corps principal, qu’elle comporte à cet effet. Ce module de gestion de transfert de fluide commande notamment les différentes vannes, pompes, etc., disposées sur le trajet de circulation du fluide depuis la réserve d’ergol de ravitaillement jusqu’au réservoir de l’engin spatial, en fonction notamment de données provenant de l’engin spatial.
L’étape de transfert de fluide peut aussi bien être réalisée de manière passive que de manière active.
Dans les modes de réalisation particulièrement préférés de l’invention dans lesquels la station spatiale de ravitaillement comporte plusieurs nanosatellites, chacun associé à au moins une canalisation fluidique flexible de ravitaillement, le procédé selon l’invention peut être mis en œuvre simultanément par plusieurs nanosatellites, chacun selon son propre agenda et son propre rythme, pour le ravitaillement simultané de plusieurs engins spatiaux.
Lorsque ses réserves d’ergol de ravitaillement sont arrivées aux limites basses compatibles du ravitaillement (quantité d’ergol inépuisable), la station spatiale de ravitaillement peut être réapprovisionnée par tout système de véhicule station-service classique en lui-même, de préférence stationné dans la même orbite. Ce réapprovisionnement peut être réalisée de manière usuelle, par amarrage du corps principal de la station spatiale à ce véhicule, liaison fluidique de la réserve d’ergol à réapprovisionner avec une cuve d’ergol du véhicule station-service, et transfert de fluide en direction de la réserve d’ergol de la station spatiale de ravitaillement. Autrement, il peut être réalisé en mettant en œuvre un nanosatellite de la station spatiale et la canalisation fluidique flexible associée, connectée au circuit fluidique de la réserve d’ergol à réapprovisionner. Ce nanosatellite est alors déployé depuis le corps principal de la station spatiale et ancré au véhicule station-service de sorte à réaliser la liaison fluidique de la réserve d’ergol à réapprovisionner avec une cuve d’ergol du véhicule station-service, puis le transfert de fluide en direction de cette réserve d’ergol, par l’intermédiaire de la canalisation fluidique flexible. Ce nanosatellite et la canalisation fluidique flexible associée peuvent être dédiés à ce réapprovisionnement, ou être ceux qui sont normalement utilisés pour le ravitaillement d’engins spatiaux depuis la réserve d’ergol de ravitaillement de la station spatiale. Dans ce dernier cas, ils sont alors configurés pour permettre une circulation de fluide dans les deux sens au sein de la canalisation fluidique flexible.
Il est en outre traversé par les différentes canalisations, lignes de télémétrie, lignes de télécommande, etc., provenant de la station spatiale de ravitaillement et destinées à être connectées à l’engin spatial, notamment par l’intermédiaire du connecteur fluidique et de l’interface de communication.
Le deuxième module de propulsion, porté par le nanosatellite, peut être de tout type classique en lui-même, notamment de type chimique ou électrique. Il peut comporter un nombre adéquat de tuyères pour ses déplacements en translation et ses déplacements en rotation.
Dans des modes de réalisation particuliers de l’invention, le nanosatellite et le corps principal sont équipés de moyens d’arrimage coopérants pour l’arrimage réversible du nanosatellite au corps principal. Le nanosatellite se trouve ainsi de préférence arrimé au corps principal en mode inactif, lorsqu’aucun engin spatial n’est à ravitailler, et il en est libéré, par désactivation des moyens d‘arrimage coopérants, pour les opérations de ravitaillement de l’engin spatial. Le nanosatellite est en outre de préférence arrimé au corps principal durant toutes les opérations de lancement, mise en orbite et transfert d’orbites de la station spatiale de ravitaillement.
Dans des modes de réalisation particuliers de l’invention, la station spatiale de ravitaillement comprend un câble électrique assurant une alimentation électrique entre le corps principal et le nanosatellite, pour l’alimentation électrique de ce dernier depuis le corps principal.
Le nanosatellite peut optionnellement comprendre son propre ordinateur de bord et ses propres moyens logiciels. Préférentiellement, comme indiqué ci-avant, il en est dépourvu, son contrôle étant assuré par des moyens logiciels portés par le corps principal de la station spatiale, par l’intermédiaire de lignes de télémétrie et de télécommande dédiées.
Le capteur de rendez-vous porté par le nanosatellite peut être de tout type classique en lui-même pour la réalisation d’opérations de proximité, et en particulier de la boucle fermée finale de la manœuvre de rendez-vous, tel qu’une caméra vidéo, un rétroréflecteur, un radar, un système laser de type lidar, etc. Il est de préférence de type semi-automatique.
Dans des modes de réalisation particuliers de l’invention, le nanosatellite comporte au moins, à l’avant, c’est-à-dire au niveau d’une face dite avant disposée, lors de son déplacement vers l’engin spatial à ravitailler, en regard de ce dernier, un capteur du type apte à permettre la vision basse navigation. Il peut optionnellement également comprendre, en association avec un tel capteur, un spot d’éclairage de la zone observée par le capteur.
L’intelligence de rendez-vous peut être portée par le nanosatellite. Elle est de préférence plutôt portée par le corps principal de la station spatiale de ravitaillement.
Le système de rendez-vous de la station spatiale de ravitaillement selon l’invention, comprenant le capteur de rendez-vous et l’intelligence de rendez-vous, est de préférence de type actif, et apte à coopérer avec des moyens de rendez-vous passifs de l’engin spatial à ravitailler.
On entend dans la présente description, par système d’ancrage réversible, un système d’ancrage libérable sur commande pour provoquer la séparation du nanosatellite et de l’engin spatial.
Le système d’ancrage réversible pour l’ancrage du nanosatellite à l’engin spatial peut être de tout système d’ancrage intelligent libérable sur commande classique en lui-même. Il est de préférence compatible avec les systèmes d’ancrage équipant usuellement les engins spatiaux. A cet égard, le nanosatellite peut comporter plusieurs systèmes d’ancrage différents, de sorte à ce qu’il puisse s’adapter à différentes configurations d’engins spatiaux à ravitailler.
Les systèmes d’ancrage réversibles non générateurs de débris à leur libération sont particulièrement préférés dans le cadre de l’invention.
Préférentiellement, le système d’ancrage réversible est choisi pour générer de faibles niveaux de chocs afin de ne pas impacter la performance en vol des équipements de l’engin spatial. Il est par exemple de type mécanique, magnétique ou électromagnétique. Il comprend des moyens de rigidification mécanique de la liaison du nanosatellite à l’engin spatial.
Il est préférentiellement de petite taille. Il peut par exemple être configuré pour s’inscrire dans un cylindre de 10 à 15 cm de diamètre.
Il est en outre de préférence disposé sur une face avant du nanosatellite, telle que définie ci-avant.
Le nanosatellite de la station spatiale de ravitaillement est solidaire de la deuxième extrémité de la canalisation fluidique flexible de ravitaillement. Il porte le connecteur fluidique équipant cette canalisation, dans une position permettant, lorsque le nanosatellite est ancré à l’engin spatial, sa liaison fluidique étanche au réservoir de ce dernier, par l’intermédiaire du connecteur fluidique coopérant, et le cas échéant du circuit fluidique, de l’engin spatial.
La vertèbre 3 et la lame d’essuyage 7 sont introduites dans des conduits respectifs de la monture de support 2 selon un mouvement de coulissement longitudinal. A cet effet, dans cet exemple de réalisation, la monture de support 2 comporte une première paire de crochets longitudinaux qui reçoit la vertèbre 3 et qui surmonte une deuxième paire de crochets longitudinaux dans lesquels le talon 72 de la lame d’essuyage 7 est reçu.
Le balai d’essuie-glace 1 comporte aussi un déflecteur 8 (formant ce qui est appelé un « spoiler » en anglais) qui s’étend le long de la vertèbre 3 et qui est conformé aérodynamiquement pour que le vent relatif qui est produit par le déplacement du véhicule, produise un effort tendant à plaquer le balai d’essuie-glace 1 sur le panneau vitré. Dans cet exemple de réalisation, le déflecteur 8 est distinct de la lame d’essuyage 7.
Plus précisément, le déflecteur 8 comprend un aileron 81 ici fixé à deux crochets latéraux longitudinaux 82, 83 à la base de l’aileron 81, lui permettant de s’assembler ici à la monture de support 2. Pour cela, la monture de support 2 comporte une troisième paire de crochets longitudinaux, les crochets étant respectivement agencés aux dos des crochets de la deuxième paire et ils coopèrent avec les crochets latéraux longitudinaux 82, 83 du déflecteur 8 pour assembler le déflecteur 8. Le déflecteur 8 est réalisé en une seule pièce, ce qui signifie qu’il forme une pièce unitaire mais il peut être obtenu de l’assemblage de différentes parties, comme les crochets 82 et l’aileron 81, par exemple par coextrusion, surmoulage ou collage.
Le déflecteur 8, et plus particulièrement son aileron 81, présente un sommet en pointe surmontant une cavité longitudinale centrale dans laquelle sont reçues la monture de support 2 et la vertèbre 3 et dont les bords se terminent par les crochets latéraux longitudinaux 82, 83.
L’aileron 81 présente une face amont 84 s’étendant de la pointe vers l’extrémité amont du déflecteur 8, ici le crochet 82 amont, et une face aval 85 s’étendant de la pointe vers l’extrémité aval du déflecteur 8, ici le crochet 83 aval.
La face amont 84 est configurée pour dévier l’air incident. En utilisation, la face amont 84 du déflecteur 8 dévie une partie du flux d’air incident vers le haut, dont résulte une force tendant à plaquer le balai d’essuie-glace 1 sur la surface vitrée.
Un premier et un second canal 9, 10 dans lequel un fluide de lavage est destiné à circuler sont ménagés dans le déflecteur 8, et plus précisément ici dans l’aileron 81 du déflecteur 8.
Les canaux 9, 10 s’étendent le long d’un axe longitudinal Y du déflecteur 8, de part et d’autre du plan longitudinal médian du balai d’essuie-glace 1, perpendiculaire au plan de la vertèbre 3. Les canaux 9, 10 sont par exemple cylindriques, la section transversale des canaux 9, 10 étant circulaire.
Chaque canal 9, 10 débouche du déflecteur 8 par une pluralité d’orifices de projection 11. Les orifices de projection 11 sont par exemple régulièrement répartis le long de l’axe longitudinal Y, formant ainsi une rampe d’arrosage ménagée longitudinalement de chaque côté du déflecteur 8 permettant la distribution du fluide de lavage sur la surface vitrée ( ).
Le premier canal 9 est agencé sous la face amont 84 du déflecteur 8 et le deuxième canal 10 est agencé sous la face aval 85 du déflecteur 8.
La pointe du déflecteur 8 est décalée du côté du second canal 10, c’est à dire latéralement sur le côté aval, de sorte que la face amont 84 soit plus grande que la face aval 85.
Selon une forme de réalisation, la face amont 84 du déflecteur 8 présente, de la pointe vers l’extrémité amont du déflecteur 8, une surface concave suivie d’une face plane, suivie d’une surface convexe.
Le premier canal 9 agencé sous la face amont 84 du déflecteur 8 est dans une position abaissée, rapprochée de la lame d’essuyage 7 dans la direction verticale Z et donc de la surface vitrée, par rapport au deuxième canal 10 agencé sous la face aval 85 du déflecteur 8. Dans l’exemple illustré sur la , le deuxième canal 10 est situé au-dessus du crochet 83 aval dans la direction verticale Z tandis que le bas du premier canal 9 est sensiblement à hauteur du crochet 82 amont.
De plus, le premier canal 9 est plus déporté latéralement, sur le côté, dans la direction transversale X, que le deuxième canal 10 par rapport au plan longitudinal médian de symétrie de la lame d’essuyage 2 ou au plan longitudinal médian du balai d’essuie-glace 1.
Le voisinage V est défini comme étant une surface elliptique car globalement les sections des torons dans une image ont cette forme. Les petits et grands axes peuvent être déterminés selon la densité linéique des torons qui peuvent posséder des tailles variables suivant le nombre de filaments qui les composent et leur niveau de compaction. Les ellipses peuvent donc être de tailles différentes selon la taille des torons à détecter.
Ces calculs de distance peuvent se réaliser avec une distance euclidienne pondérée par le ratio de la section transversale afin de bien pondérer l’erreur de segmentation. En d’autres termes, les termes dans le calcul de la distance euclidienne peuvent être pondérés selon la longueur du petit axe et la longueur du grand axe de l’ellipse représentant le voisinage V. Ensuite, vu que plusieurs candidats peuvent rester à l’intérieur d’un voisinage donné, une autre heuristique permet d’en choisir un : sélectionner le candidat le plus proche au point analysé si et seulement s’il n’est pas le candidat le plus proche pour un autre voisinage avec une distance inférieure. Si toutefois plusieurs candidats sont possibles, un pourrait être choisi aléatoirement.
Inversement, la montre le cas où la prédiction P1 est de mauvaise qualité. Dans ce cas, il est possible de définir comme point courant du squelette le point de la coupe courante ayant la même position que le point connu de la vue précédente P0. En d’autres termes, la position du point P0 devient le centre de section du toron dans la coupe suivante. Il est important de noter que cette démarche de suivi permet garantir que tout point identifié par l’opérateur sera propagé sur la totalité des vues bidimensionnelles tout en respectant la topologie du tissage. En effet, l’ensemble d’heuristiques décrites précédemment rendent quasiment impossible le fait d’assigner un point à un toron qui ne lui correspond pas (en raison du non-respect de la topologie).
La illustre un exemple de squelette S de toron déterminé à l’aide du procédé 200 selon le premier aspect de l’invention. Les traits 90 correspondent à des portions de squelette qui n’ont pas été reconstruites de façon assez précise (i.e. pour lesquelles les indicateurs de qualité étaient en-dessous du seuil prédéfini, et pour lesquelles les positions courantes ont été estimées par les positions précédentes du centre). En d’autres termes, chaque point du squelette appartenant à un trait 90 correspond à une situation telle que celle représentée à la . Ces traits sont des segments de lignes droites car chaque position est identique à la position précédente.
En effet, grâce au procédé 200 selon le premier aspect de l’invention chaque point appartenant au squelette d’un toron est catégorisé comme bien identifié ou non. Dans le premier cas, la position du point est définie comme la prédiction de la position fournie par le modèle d’apprentissage automatique obtenu à l’étape 210. Dans le second cas, l’algorithme de suivi définit la position du point en gardant la position obtenue lors de l’analyse d’une image précédente. Ainsi, un indicateur global par toron peut être défini comme le pourcentage de points bien segmentés (le long du toron). Par exemple, la montre un squelette de toron S avec 65% des points bien segmentés sur un total de 308 points. La valeur de l’indicateur de qualité global associé au squelette S est donc de 65%.
NOYAU POUR LA FABRICATION D’UN BANDAGE RENFORCÉ PAR DES HAUBANS COMPORTANT UN COMPENSATEUR A BUTÉES DESTINÉ À FACILITER LE DÉMOULAGE DU BANDAGE La présente invention concerne le domaine général de la fabrication d’objets au moyen d’un noyau de moulage, notamment d’objets à base de caoutchouc, lesquels objets comprennent d’une part une paroi qui délimite une cavité et d’autre part des renforts filiformes formant des haubans qui s’étendent à travers la cavité de l’objet afin de relier une portion de la paroi à une autre portion de la paroi.