INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le treuil d’hélicoptère 2 présente, selon l’invention, un détecteur de longueur de câble relié à l’unité de commande, qui n’est pas représenté dans la . Le détecteur de longueur de câble peut être réalisé par exemple sous la forme d’un détecteur de rotation ou d’un potentiomètre rotatif et être relié au tambour à câble 3. En variante, le détecteur de longueur de câble peut aussi être relié à l’unité d’entraînement 5. D’autres variantes de réalisation pour le détecteur de longueur de câble découleront pour l’homme du métier à partir de cette référence donnée à titre d’exemple. Le détecteur de longueur de câble détermine, par exemple à partir d’un câble 4 entièrement enroulé sur le tambour à câble 3, la longueur de câble déroulée par le nombre de tours effectués par le tambour à câble 3. En cas de dépassement d’une longueur de câble maximale, le détecteur de longueur de câble transmet un signal de commande à l’unité de commande. L’unité de commande arrête l’unité d’entraînement à la réception d’un signal de commande en provenance du détecteur de longueur de câble. On profite ainsi de l’avantage que l’on peut fixer une longueur de câble maximale, qui peut être déroulée du tambour à câble 3.
Selon la forme de réalisation préférée, le treuil d’hélicoptère 2 présente un capteur de force relié à l’unité de commande, qui n’est également pas représenté dans la . Le capteur de force peut être constitué selon un exemple de réalisation par un élément piézoélectrique et être relié au tambour à câble 3 ou à un palier du tambour à câble 3. D’autres formes de capteurs de force sont d’une manière générale connues des spécialistes. Le capteur de force détermine une force transmise par le câble 4 au treuil d’hélicoptère 2. Si la force déterminée par le capteur de force dépasse une force maximale, le capteur de force transmet un signal de commande à l’unité de commande. A la réception d’un signal de commande en provenance du capteur de force, l’unité de commande arrête l’unité d’entraînement 5. Ceci offre l’avantage de former une protection contre les surcharges pour l’unité d’entraînement 5.
Le treuil d’hélicoptère 2 comprend en outre, selon la forme de réalisation préférée, un détecteur d’angle de câble relié à l’unité de commande, non représenté dans la . Le détecteur d’angle de câble détermine un angle d’application de la force transmise du câble 4 au treuil d’hélicoptère 2. Le détecteur d’angle de câble est de préférence relié au tambour à câble 3 et est formé par un pont de mesure à jauges extensométriques. En variante, le détecteur d’angle de câble peut être formé par une série d’éléments piézoélectriques. Les éléments piézoélectriques et/ou les jauges extensométriques peuvent être prévus/prévues aux points d’appui du tambour à câble 3. Des variantes alternatives du détecteur d’angle de câble découleront pour l’homme du métier à partir de cette référence donnée à titre d’exemple. En cas de dépassement d’un angle d’application maximal, le détecteur d’angle de câble envoie un signal de commande à l’unité de commande. À la réception d’un signal de commande en provenance du détecteur d’angle de câble, l’unité de commande arrête l’unité d’entraînement 5. Cela présente l’avantage que le treuil d’hélicoptère 2 ne fonctionne pas avec un angle d’application, qui pourrait éventuellement causer des dommages au treuil d’hélicoptère 2.
Comme cela est représenté dans la , le treuil d’hélicoptère 2 présente de préférence un guidage de câble 7 avec un entraînement de guidage de câble 8. L’entraînement de guidage de câble 8 est relié à une unité de commande de guidage de câble, qui n’est pas représentée dans la . L’unité de commande de guidage de câble est de nouveau reliée au détecteur d’angle de câble. L’unité de commande de guidage de câble commande l’entraînement de guidage de câble 8 en fonction de l’angle d’application du câble 4 déterminé par le détecteur d’angle de câble. Le guidage de câble 7 comprend, dans la forme de réalisation préférée représentée dans la , une flèche pivotante 9 fixée à l’hélicoptère 1 ou un bras pivotant avec un rouleau à câble 10 fixé de façon pivotante à l’extrémité de la flèche 9 opposée à l’hélicoptère 1. Le câble 4 du treuil d’hélicoptère 2 est guidé dans cette forme de réalisation sur le rouleau à câble 10. Lorsque le détecteur d’angle de câble constate une variation de l’angle de câble, l’entraînement de guidage de câble 8 opère un mouvement pivotant avec la flèche 9 afin de compenser le changement de l’angle d’application. On a ainsi l’avantage qu’un mouvement de balancier du câble 4 apparaissant éventuellement est évité.
S’il est prévu un guidage de câble 7 sur le treuil d’hélicoptère 2 selon l’invention, le capteur de force et/ou le détecteur d’angle de câble peuvent être reliés au guidage de câble 7. Dans cette variante de réalisation, aussi bien le capteur de force que le détecteur d’angle de câble peuvent par exemple être réalisés sur le rouleau à câble 10 ou sur la flèche 9.
Selon l’invention, l’unité de commande est configurée pour la réception d’un signal de mesure d’altitude fourni par un altimètre de l’hélicoptère 1 et pour la commande de l’unité d’entraînement 5 pour le déroulement à partir du tambour à câble 3 d’une longueur du câble 4 correspondant à une augmentation de l’altitude et/ou pour l’enroulement sur le tambour à câble 3 d’une longueur du câble 4 correspondant à une diminution de l’altitude. Ceci offre l’avantage qu’une fluctuation de l’altitude de vol de l’hélicoptère 1 est automatiquement compensée.
Selon la forme de réalisation préférée du treuil d’hélicoptère 2 selon l’invention, une vitesse de déroulement du câble 4 du tambour à câble 3 correspond essentiellement à une vitesse de l’augmentation d’altitude de l’hélicoptère 1 et/ou une vitesse d’enroulement du câble 4 sur le tambour à câble 3 correspond essentiellement à une vitesse de diminution de l’altitude de l’hélicoptère 1. Dans le cadre de la présente description, il faut entendre par augmentation d’altitude ou diminution d’altitude une augmentation ou une diminution d’une altitude de vol de l’hélicoptère 1. On maintient ainsi automatiquement une distance constante entre une extrémité de câble, ou entre une personne hélitreuillée à une extrémité du câble, et le sol en dessous de l’hélicoptère 1 en cas de fluctuation de l’altitude de vol de l’hélicoptère.
L’hélicoptère 1 comprend de préférence, dans la région du câble 4 du treuil d’hélicoptère 2, un rouleau assemblé au patin 11 de l’hélicoptère 1 tourné vers le câble 4. Le rouleau présente un axe de rotation, qui est orienté essentiellement normalement au trajet du câble 4. Ceci offre l’avantage que l’on évite un glissement du câble sur le patin de l’hélicoptère.
Par hélicoptère 1, il faut entendre dans le cadre de la présente description tout véhicule aérien, qui dispose de la faculté de décoller verticalement, de se poser verticalement et/ou de rester en suspension au-dessus du sol. Ce groupe comprend en particulier un quadro- ou multicoptère, des avions à rotors basculants ou à turbines basculantes, comme véhicules aériens volant de manière autonome, décollant et/ou atterrissant verticalement.
SYSTEME A TABLETTE RETRACTABLE Domaine technique de l'invention La présente invention concerne le domaine général des systèmes à tablette rétractable, notamment pour un aéronef.
Arrière-plan technique Un aéronef comprend une cabine pourvue de sièges équipés de tablettes, en particulier dans les espaces « affaire » et « première ». Il existe des tablettes fixes et des tablettes mobiles. Parmi les tablettes mobiles, on distingue des tablettes pivotantes et des tablettes rétractables.
La présente invention concerne une tablette rétractable. Une tablette rétractable de ce type est en général intégrée dans un meuble de la cabine et est apte à être déplacée à travers une fente du meuble depuis une position rétractée, dans laquelle la tablette est rangée dans le meuble, jusqu’à une position déployée, dans laquelle la tablette est située au moins en partie à l’extérieur du meuble en vue d’une utilisation par un passager, en particulier lors d’un repas ou autre.
Les tablettes d’un aéronef font partie des éléments les moins hygiéniques à bord de l’aéronef car elles sont susceptibles d’entrer en contact avec les passagers et des aliments et des boissons qu’ils consomment. Il est donc nécessaire de les nettoyer et de les désinfecter régulièrement.
En pratique, un tel nettoyage et une telle désinfection sont réalisés manuellement dans la technique actuelle, avant ou après chaque vol de l’aéronef. Pour cela, un linge humidifié avec un produit nettoyant et désinfectant est utilisé pour essuyer la tablette.
Cependant, une telle solution est contraignante et coûteuse, car elle demande une intervention humaine systématique pour nettoyer et désinfecter les tablettes, même si celles-ci n’ont pas été utilisées lors d’un vol.
L’exemple de réalisation des figures 5A et 5B a été décrit en relation avec le dispositif de communication sans fil de la , mais peut également s’appliquer au dispositif de communication sans fil de la . Dans ce cas, le signal de commande envoyé par le chargeur de batterie 223, par exemple le circuit de charge 334, est destiné à positionner, ou à maintenir, l’interrupteur 324 dans un état ouvert, respectivement dans un état fermé, correspondant à ouvrir ou à maintenir ouvert, respectivement à fermer ou à maintenir fermé, le circuit entre la borne TD0 et le nœud d’application de la tension VGPI, et l’unité de traitement 403 est adaptée à détecter si la borne TD0 et le nœud 325’ sont reliés ou non.
Ainsi, les modes de réalisation permettent de gérer le chargement sans fil d’un dispositif de communication sans fil, par exemple de transmettre une information de chargement dans le dispositif de communication sans fil à un autre (premier) dispositif de communication sans fil qui lui transfère la charge, par exemple par communication du type NFC ou RFID, sans qu’il soit nécessaire de disposer d’un microcontrôleur.
Dans les modes de réalisation décrits, le dispositif de stockage d’énergie 224, par exemple la batterie, peut être utilisé pour les besoins propres du dispositif de communication sans fil 220, par exemple du transpondeur NFC 322, et/ou pour charger un objet relié au, intégré dans, ou intégrant, le dispositif de communication sans fil 220. L’objet peut être une paire d’écouteurs, une montre connectée, un tracker de fitness, ou tout objet du type objet connecté ou du type Internet des Objets (en anglais IoT pour Internet of Things).
Divers modes de réalisation et variantes ont été décrits. La personne du métier comprendra que certaines caractéristiques de ces divers modes de réalisation et variantes pourraient être combinées, et d’autres variantes apparaîtront à la personne du métier. En particulier, le transpondeur de communication sans fil peut être un transpondeur RFID utilisant une technologie NFC, une technologie RFID ou une autre technologie de communication sans fil.
GESTION DE L’ALIMENTATION ELECTRIQUE D’UN VEHICULE A ASSISTANCE ELECTRIQUE DOTE DE PLUSIEURS BATTERIES DOMAINE DE L’INVENTION La présente invention concerne les véhicules ou cycles ou vélos à assistance électrique (VAE ou CAE) dotés de plusieurs batteries pour alimenter un ou plusieurs moteurs électriques d’entrainement, et concerne plus particulièrement la gestion de l’alimentation électrique de ceux-ci.
TECHNIQUES ANTERIEURES Si la bicyclette traditionnelle est mue par un système de pédalier qui entraîne la roue arrière via une transmission mécanique à chaine ou à courroie, le vélo à assistance électrique peut également entraîner les roues en utilisant la puissance d’un moteur électrique, en assistance au pédalage de l'utilisateur.
Le vélo à assistance électrique s’avère être un moyen de transport peu coûteux et simple, faisant progresser l’usage du vélo comme un moyen de transport quotidien. L’apport des VAE réside en effet dans leur capacité à transporter des charges plus élevées tout en arpentant des terrains plus rudes et en limitant l’effort généré par l’utilisateur cycliste.
L’autonomie et la puissance représentent des enjeux majeurs pour les VAE. Aussi, il est désormais proposé des VAE dotés de plusieurs batteries, généralement deux. Toutes ou partie de ces batteries peuvent en outre être amovibles afin de permettre leur remplacement aisé pour prolonger rapidement l’autonomie.
Néanmoins, la décharge (SoC – « State of Charge » ou niveau de charge) voire la dégradation (SoH – « State of Health » ou état de santé) des batteries dans le temps sont susceptibles d’affecter les performances des VAE. Or, ces batteries représentent un coût important dans l’acquisition d’un VAE et il est donc préférable d’optimiser l'utilisation des batteries et la consommation d'énergie dans ces VAE.
Dans ce dessein, la publication FR2941406 propose d’analyser le niveau de charge de chacune desdites batteries pour identifier laquelle des batteries est la plus chargée, et d’utiliser uniquement la batterie la plus chargée pour entrainer le VAE exclusivement avec le/les moteur(s) électrique(s). Par ailleurs, uniquement la batterie identifiée comme la moins chargée est mise en charge, en utilisant pour cela un moyen annexe générateur d'électricité.
Les inventeurs ont constaté que cette approche n’est pas satisfaisante. En effet, elle est susceptible de réduire la durée de vie des batteries et d’affecter l’autonomie du VAE, de par le mécanisme de bascule entre les batteries.
La présente invention vise donc à pallier tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur. Dans ce dessein, l’invention concerne tout d’abord un procédé de gestion de l’alimentation électrique d’un véhicule à assistance électrique doté d’au moins deux batteries, comprenant l’étape suivante :
basculer entre un premier mode de charge d’une première batterie par au moins une source électrique et d’alimentation d’un ou plusieurs moteurs électriques d’entrainement par au moins une deuxième batterie et un deuxième mode de charge de la deuxième batterie par l’au moins une source électrique et d’alimentation du ou des moteurs électriques par au moins la première batterie, la bascule étant fonction des états de charge respectifs des deux ou plus batteries,
On comprend ici que l’état de charge de la batterie en cours d’utilisation (alimentation des moteurs pour entrainement des roues) est analysé en fonction de celui de la batterie en charge, avec une bascule opérée lorsque ce premier état de charge atteint par exemple un pourcentage prédéfini, strictement inférieur à 1 (« portion » ou sous-partie), de l’état de charge courant de la batterie en charge. A titre d’exemple, le seuil de bascule peut être défini par un niveau correspondant à 50% (la moitié) de l’état de charge de la batterie en cours de charge. D’autres niveaux peuvent bien entendu être envisagés incluant de façon non limitative 30%, 1/3, 40%, 60%, 2/3, 70%, 75%, 80%.
L’agencement de cabine d'avion 1 comprend au moins un siège 10 comportant au moins une place 36.1, notamment trois places 36.1, 36.2, 36.3 telles que représentées sur la .
Le siège 10 est un siège de premier rang situé à proximité d'une cloison 37 de la cabine d'avion 35. Un panneau d'impact 18 est disposé en face de la place 36.1. Ainsi, selon l’exemple présenté sur la , trois panneaux d'impact 18 sont disposés respectivement en face des places 36.1, 36.2, 36.3 correspondantes du siège 10.
La première configuration de cabine d'avion 35 est telle que l’agencement 1 de la cabine d'avion 35 comporte au moins un siège arrière 10' situé derrière le siège 10 de premier rang. Le siège arrière 10' comporte au moins une place 36’, notamment trois places 36’.1, 36’.2, 36’.3.
En cas d’une pluralité de panneaux d'impact 18, selon un mode particulier de réalisation, les panneaux d'impact 18 peuvent être fixés ensemble, notamment sur une même structure basse.
La montre respectivement une vue partielle de côté et une vue partielle de dessus d'une deuxième configuration d'une cabine d'avion 35 comportant un agencement 1 de la cabine d'avion 35 selon l’invention.
L’agencement 1 de la cabine d'avion 35 comprend au moins un siège 10, en tant que siège arrière, comportant un nombre N de places, notamment trois places 36.1, 36.2, 36.3 telles que représentées sur la . Le siège 10 est situé derrière un siège 10'', en tant que siège avant, comportant un nombre N-1 de places, notamment deux places 36’’.1, 36’’.2 telles que représentées sur la .
Les places 36’’.1 et 36’’.2 du siège 10'', en tant que siège avant, sont disposées respectivement en face de la place 36.1 et 36.2 du siège 10, en tant que siège arrière.
Selon la deuxième configuration de la cabine d'avion 35, un panneau d'impact 18 est disposé en face de la place 36.3 du siège 10 qui ne se situe pas en regard d'une place du siège avant 10''. Autrement dit, le panneau d'impact 18 est disposé en face de la place 36.3 du siège arrière 10 qui est décalée latéralement par rapport aux places 36’’.1 et 36’’.2 du siège 10'', en tant que siège avant.
Par ailleurs, selon la deuxième configuration de la cabine d'avion 35, un panneau d'impact 18 peut également être disposé en face de chacune des places 36’’.1 et 36’’.2 du siège 10'', en tant que siège avant, qui sont disposées à proximité d'un couloir de circulation 40.
Les panneaux d'impact 18 peuvent comporter des moyens de fixation, aptes à permettre la fixation du panneau d'impact 18 à un élément structurel de l’avion, notamment un plancher de la cabine d'avion 35, un rail de fixation de l’avion, un siège 10 adjacent, un meuble, une cloison de séparation entre deux classes de sièges, une cloison latérale de la cabine d'avion 35 et/ou une cloison supérieure de la cabine d'avion 35.
La montre respectivement une vue partielle de côté et une vue partielle de dessus d'une troisième configuration d'une cabine d'avion 35 comportant l’agencement 1 de la cabine d'avion 35 selon l’invention.
L’agencement 1 de la cabine d'avion 35 comprend au moins un siège 10 disposé à proximité d'une zone d'accès 41 à une porte d'avion.
Le siège 10 comporte au moins une place 36.1, notamment trois places 36.1, 36.2, 36.3 telles que représentées sur la .
Un panneaux d'impact 18 est disposé en face d'une place correspondante. Ainsi, selon l’exemple présenté sur la , trois panneaux d'impact 18 sont disposés respectivement en face des places 36.1, 36.2 et 36.3 correspondante du siège 10.
Un siège 42, destiné à être utilisé par un personnel de bord, peut être disposé en regard du siège 10 et des panneaux d'impact 18.
La montre respectivement une vue partielle de côté et une vue partielle de dessus d'une quatrième configuration d'une cabine d'avion 35 comportant l’agencement 1 de la cabine d'avion 35 selon l’invention.
Une telle caractéristique permet d’améliorer la robustesse aux variations d’incidence en particulier sur le bas de pale, qui génère le flux primaire alimentant la turbine dans le cas du rotor, et nécessite donc moins de performance de la pale quel que soit le domaine de vol, ou dans le cas du stator, qui reprend le plus de poussée.
Sur une portion supérieure de la pale s’étendant jusqu’au sommet, sur une hauteur comprise entre 35% et 100% d’une hauteur totale de la pale mesurée entre le pied et le sommet, pour chaque plan de section de ladite portion supérieure, le rapport entre l’épaisseur de zone de captation et l’épaisseur de bord d’attaque peut être compris entre 2,5 et 5.
Une telle caractéristique permet d’optimiser les performances aérodynamiques de la pale sur la partie haute tout en maintenant une robustesse suffisante aux variations d’incidence et des performances acoustiques satisfaisantes.
Le rapport entre l’épaisseur de zone de captation et l’épaisseur de bord d’attaque pour tout plan de section d’une portion inférieure de la pale s’étendant depuis le pied sur une hauteur comprise entre 0% et 35% d’une hauteur totale de la pale mesurée entre le pied et le sommet peut être supérieur ou égal au rapport entre l’épaisseur de zone de captation et l’épaisseur de bord d’attaque pour tout plan de section d’une portion supérieure de la pale s’étendant jusqu’au sommet sur une hauteur comprise entre 35% et 100% de la hauteur totale de la pale.
Une telle caractéristique permet de répartir les performances aérodynamiques de la pale sur les parties les plus critiques et d’améliorer la robustesse à l’incidence des parties basses de la pale.
La pale peut comprendre, dans chaque plan de section orthogonal à l’axe de pale, une épaisseur maximale, définie comme une longueur d’un troisième segment s’étendant du bord d’intrados au bord d’extrados et coupant perpendiculairement la ligne de squelette en un troisième point, pour laquelle la longueur du troisième segment est maximale sur une étendue de la ligne de squelette,
dans laquelle ledit troisième point est situé à une distance du bord d’attaque, mesurée le long de la ligne de squelette, supérieure ou égale à 15%, et avantageusement compris entre 15% et 40% de la longueur totale de la ligne de squelette.
Une telle caractéristique permet d’éloigner le maximum d’épaisseur du bord d’attaque et ainsi d’améliorer les performances de la pale.
Le rapport peut être strictement croissant depuis le bord d’attaque jusqu’audit troisième point et strictement décroissant depuis ledit troisième point jusqu’au bord de fuite.
L’aube peut être une aube de rotor montée sur un disque mobile en rotation autour d’un axe principal.
L’invention concerne également un propulseur non-caréné pour aéronef, comprenant au moins un rotor et un stator, espacés selon un axe principal du propulseur, au moins l’un parmi le rotor et le stator comprenant une pluralité d’aubes comme plus haut, réparties circonférentiellement autour de l’axe principal, notamment entre 3 et 25 aubes, avantageusement entre 8 et 16 aubes.
Un tel nombre d’aubes constitue un compromis avantageux entre les performances énergétiques de propulsion et le bruit généré.
Parmi le rotor et le stator, celui disposé en amont relativement à l’axe principal peut comprendre au moins deux aubes de plus que celui disposé en aval.
Une telle caractéristique permet de réduire le bruit de la turbomachine. En effet, dans le cas où le nombre de pales du rotor et du stator sont égaux, l’ensemble de sillages du rotor interagit avec les pales du stator simultanément, ce qui augmente les niveaux sonores.
Le stator peut être disposé en aval et présenter un taux d’écrêtage compris entre 5% et 15% et notamment entre 7% et 12%.
Une telle caractéristique permet une réduction supplémentaire du bruit généré au niveau du stator, sans réduire sensiblement le rendement propulsif de la turbomachine.
Ce rotor 3 est une hélice à calage variable et à régime de rotation lent, c’est-à-dire que chaque aube 10 comprend une pale montée mobile en rotation autour d’un axe radial, de manière à modifier son angle de calage pour maximiser sa poussée selon le point de vol (décollage, croisière, atterrissage, etc), la vitesse de rotation lente permettant de maximiser le rendement énergétique de propulsion. Une telle turbomachine non-carénée ne comprend pas de carter externe entourant le flux secondaire Fs. Seul le flux primaire Fp est guidé dans un carter central de la turbomachine.
L’atténuation acoustique du bruit généré par la turbomachine est fortement réduite, notamment pour les basses fréquences (inférieures à 500 Hz). Les niveaux sonores admissibles sont fortement contraints, notamment pour les phases de décollage et d’atterrissage, ce qui implique une optimisation des aubes pour réduire le niveau de bruit, n’ayant pas accès aux solutions classiques d’atténuation des turbomachines carénées.