INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le dispositif 2 comporte en outre une paire de premières brides comportant une première bride avant 242a et une première bride arrière 242b. Les premières brides avant 242a et arrière 242b sont fixées respectivement de part et d’autre de la première paroi 201 de l’embase 20. Dans cet exemple, la fixation des premières brides avant 242a et arrière 242b à la première paroi 201 est réalisée par des vis de fixation situées à proximité des bords latéraux de la première paroi 201. On comprend toutefois que d’autres moyens de fixation peuvent être envisagés sans s’écarter du principe de l’invention.
Les premières brides avant 242a et arrière 242b comportent chacune un deuxième alésage, respectivement 244a, 244b, s’étendant coaxialement à l’axe longitudinal 5. Les dimensions des deuxièmes alésages 244a, 244b sont configurées pour permettre la réception de la première portion 502 du manchon 50. Dans cet exemple, il est prévu un jeu de montage radial entre les deuxièmes alésages 244a, 244b et la première portion 502 du manchon 50 pour permettre une déformation des coussinets (décrits ci-dessous) jusqu’à un niveau de charge prédéterminé.
La composition utilisée dans la présente invention contient avantageusement de 5,0 à 35% en masse d’un ou plusieurs agent(s) antigel tels que définis ci-avant, de préférence de 10 à 25% en masse et plus préférentiellement de 15 à 20% en masse, par rapport à la masse totale de la composition.
Selon un mode de réalisation préféré, la composition contient un ou plusieurs agent(s) antigel choisis parmi le monoéthylène glycol, le diéthylène glycol, le propylène glycol, le glycérol et leurs mélanges, à une teneur de 5,0 à 35% en masse, de préférence de 10 à 25% en masse et plus préférentiellement de 15 à 20% en masse, par rapport à la masse totale de la composition.
Selon un mode de réalisation particulièrement préféré, la composition contient du diéthylène glycol à une teneur de 5,0 à 35% en masse, de préférence de 10 à 25% en masse et plus préférentiellement de 15 à 20% en masse, par rapport à la masse totale de la composition.
Les polyalkylène glycols La composition utilisée dans la présente invention contient un ou plusieurs polyalkylène glycols ayant une masse molaire moyenne en poids supérieure ou égale à 200 g.mol -1 .
Les polyalkylène glycols (notés « PAG ») sont avantageusement choisis parmi les polyalkylène glycols solubles dans l’eau ou hydrosolubles.
Par « soluble dans l’eau » on désigne un polyalkylène glycol ayant une solubilité dans l’eau d’au moins 10 g/L, de préférence d’au moins 500 g/L, dans l’eau à température ambiante (25 °C).
Avantageusement, le ou les polyalkylène glycols mis en œuvre dans la composition selon l’invention comprennent au moins 50 % massique, en particulier au moins 80 % massique, plus préférentiellement au moins 90 % massique d’unités oxyde de propylène et/ou oxyde d’éthylène. En particulier, le ou les polyalkylène glycols mis en œuvre dans la composition selon l’invention sont constitués d’unités oxyde de propylène et/ou oxyde d’éthylène. Il peut s’agir d’un copolymère, éventuellement statistique, oxyde d’éthylène et d’oxyde de propylène.
De préférence, le polyalkylène glycol mis en œuvre selon dans une composition selon l’invention peut être un copolymère, en particulier statistique, d’oxyde d’éthylène (OE) et d’oxyde de propylène (OP). En particulier, les unités oxyde d’éthylène (OE) et oxyde de propylène (OP) sont présentes dans le copolymère dans un rapport massique OE/OP compris entre 50/50 et 90/10, en particulier entre 60/40 et 85/15, et plus particulièrement entre 70/30 et 80/20.
De préférence, le polyalkylène glycol mis en œuvre dans une composition selon l’invention est obtenu par polymérisation à partir d’un ou plusieurs monomères oxydes d’alkylène, notamment oxyde d’éthylène et/ou oxyde de propylène, initiée par un composé de type alcool, notamment de type polyol, de préférence par un composé diol.
Il est connu du document US20220119135 un système d’attache d’un ensemble empilé de satellites basé sur des vis sans fins, qui permet à la fois de maintenir les satellites entre eux et de les relâcher un par un. Néanmoins un tel système présente l’inconvénient d’être lourd et couteux, et ne pas permettre un déploiement simultané de l’ensemble des satellites de l’ensemble empilé.
Il existe donc un besoin pour un système d’attache d’un satellite qui permette de gérer les risques de collision lors du déploiement d’un ensemble empilé de satellites, qui soit léger, peu coûteux et qui permette à la fois un déploiement séquentiel et simultané des satellites.
A cet effet, l’invention concerne un système d’attache d’un satellite à au moins un engin spatial adjacent comprenant au moins deux organes d’attache, le système d’attache comprenant en outre un générateur de courant électrique continu et un module de gestion du sens du courant électrique, chaque organe d’attache comprenant un électroaimant alimenté par le générateur de courant et dont le sens et le module du moment magnétique qu’il génère est configuré par le module de gestion, le système d’attache comprenant une configuration d’attachement avec l’engin spatial adjacent dans laquelle l’électroaimant de chaque organe d’attache présente un premier sens du moment magnétique généré et une configuration de détachement avec l’engin spatial adjacent dans laquelle l’électroaimant de chaque organe d’attache présente un second sens du moment magnétique généré inverse au premier.
Le système d’attache selon l’invention permet ainsi d’obtenir une attache magnétique entre un satellite et au moins un engin spatial adjacent. Le système d’attache permet avantageusement de séparer le satellite dudit engin spatial adjacent par simple inversion du courant électrique traversant les électroaimants des organes d’attache. Cette inversion entraîne un effet de répulsion entre le satellite et l’au moins un engin spatial adjacent qui entraine une distanciation, permettant de diminuer, voire de prévenir, les risques de collision. En outre, le système d’attache par son attache magnétique garantit de fait une plus grande robustesse par rapports aux dispositifs mécaniques de l’art antérieur. La minimisation des risques de collision est également obtenue du fait de la souplesse et d’une très bonne synchronisation possible entre plusieurs systèmes d’attache de plusieurs satellites empilés, ce qui assure des qualités de prédictibilité et de répétabilité.
De manière avantageuse, le système d’attache de l’invention peut être porté par un satellite afin de s’attacher à un ou plusieurs satellites adjacent et/ou à un lanceur, un lanceur afin d’attacher un satellite.
Selon un mode de réalisation de l’invention, les électroaimants des organes d’attache sont configurés pour s’attacher avec des moyens d’attache de l’engin spatial adjacent, lesdits moyens d’attache étant sélectionnés dans le groupe consistant en un ou plusieurs électroaimants, un ou plusieurs aimants ou une combinaison de ces derniers.
Selon un mode de réalisation de l’invention, les électroaimants des organes d’attaches sont configurés pour générer des moments magnétiques parallèles entre eux.
Selon un mode de réalisation de l’invention, le module de gestion est configuré pour que le moment magnétique généré par l’ensemble des électroaimants des organes d’attache soit nul dans la configuration d’attachement, et soit optionnellement nul dans la configuration de détachement.
Selon un mode de réalisation de l’invention, l’électroaimant d’au moins un des organes d’attache est configuré pour faire partie d’un magnéto-coupleur d’un système de commande d'attitude et d'orbite du satellite.
L’invention concerne également un satellite comprenant un système d’attache tel que défini précédemment.
Selon un mode de réalisation de l’invention, au moins une extrémité d’au moins un des électroaimants forme une surface d’attache magnétique du satellite audit au moins un engin spatial adjacent.
Selon un mode de réalisation de l’invention, au moins une extrémité d’au moins un des électroaimants peut être disposée en arrière d’une paroi du satellite formant une surface d’attache magnétique audit au moins un engin spatial adjacent.
Selon un mode de réalisation de l’invention, le satellite comprend en outre un système de commande d'attitude et d'orbite comprenant au moins deux magnéto-coupleurs générant des moments magnétiques parallèles, où au moins deux des magnéto-coupleurs comprennent des électroaimants des organes d’attache.
L’invention concerne en outre un lanceur comprenant au moins un satellite, notamment dont au moins est un satellite est tel que défini précédemment, et au moins un système d’attache audit satellite tel que défini précédemment.
Notamment, le lanceur comprend un ensemble empilé de satellites tel que défini précédemment.
L’invention concerne également une méthode de dispersion séquentielle de satellites d’un ensemble empilé tel que défini précédemment, chaque satellite comprenant un système d’attache tel que défini précédemment dont les électroaimants sont en regard des électroaimants du ou des satellites adjacents, la méthode comprenant les étapes suivantes :
On considère maintenant les figures 2 et 3, qui illustrent de façon schématique de côté en coupe les organes essentiels d’une articulation du capot 5 sur la poutre 2. Le capot 5 est illustré en position de fermeture.
On retrouve la poutre 2, l’ouverture 4 et ses extrémités inférieure 4a et supérieure 4b, le capot 5 et son extrémité libre 8, les moyens de verrouillage de capot 7, et la charnière 6.
La charnière 6 comprend d’une part une partie fixe de charnière 9, solidaire du véhicule, c’est-à-dire dans le cas présent solidaire de la poutre 2, et comportant un axe de rotation fixe 9a. La charnière 6 comprend d’autre part une partie mobile de charnière 10 reliée au capot 5 et montée rotative autour de l’axe de rotation fixe 9a de la partie fixe de charnière 9. La charnière 6 est conformée de façon à autoriser le déplacement du capot 5 par rotation entre sa position de fermeture illustrée sur les figures 2 et 3 et sa position escamotée illustrée sur la .
Dans le détail du mode de réalisation illustré sur les figures 2 et 3, les moyens de liaison mécanique débrayable comprennent un bras de charnière 12, solidaire de la partie mobile de charnière 10, et se développant longitudinalement entre une première extrémité proximale 12a et une seconde extrémité distale 12b du bras de charnière 12. Une rainure longitudinale 13 est prévue sur une face interne du capot 5, et est conformée pour recevoir et retenir sélectivement ledit bras de charnière 12.
Pour retenir le bras de charnière 12 dans la rainure longitudinale 13 du capot 5, on prévoit des moyens de butée de retenue 14 conformés pour retenir la première extrémité 12a du bras de charnière 12 dans ladite rainure longitudinale 13, et on prévoit une butée distale escamotable 15 conformée pour prendre sélectivement un état de retenue dans lequel elle retient dans ladite rainure longitudinale 13 la seconde extrémité 12b du bras de charnière 12, et un état de libération dans lequel elle libère la seconde extrémité 12b du bras de charnière 12 vis-à-vis de la rainure longitudinale 13.
Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 2 et 3, les moyens de butée de retenue 14 sont agencés de manière à autoriser un léger mouvement relatif entre le capot 5 et le bras de charnière 12, notamment en translation 14a le long du bras de charnière 12, ainsi qu’en translation 14b vers et à l’écart du bras de charnière 12. On voit sur les figures que les moyens de butée de retenue 14 sont agencés de façon à limiter les mouvements relatifs de translation 14a et 14b. Un premier moyen de rappel élastique 14c est engagé entre le capot 5 et le bras de charnière 12, et sollicite selon la translation 14a le capot 5 vers la première extrémité 12a du bras de charnière 12. Des moyens élastiques de retenue 14d sont engagés entre le capot 5 et le bras de charnière 12, et sollicitent le capot 5 selon la translation 14b en direction du bras de charnière 12, de façon à plaquer le capot 5 sur un bord périphérique de l’ouverture 4 lorsque le capot 5 est en position de fermeture.
En pratique, dans le mode de réalisation illustré sur les figures 2 et 3, les moyens de butée de retenue 14 comprennent une tige 14g solidaire du bras de charnière 12, qui pénètre dans un logement 14h solidaire du capot 5 et qui se termine par une tête emprisonnée de façon lâche dans ledit logement 14h. Un débattement possible de la tête dans le logement 14h permet les translations 14a et 14b, tout en limitant lesdites translations 14a et 14b.
Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 2 et 3, la butée distale escamotable 15 comprend des moyens d’engagement axial entre la seconde extrémité 12b du bras de charnière 12 et l’extrémité distale correspondante 13a de la rainure longitudinale 13. Dans ce mode de réalisation, les moyens d’engagement axial comprennent une excroissance en forme de tête 15a, dépassant axialement vers l’intérieur depuis l’extrémité 13a de la rainure longitudinale 13, et un logement de retenue 15b prévu en face frontale de la seconde extrémité 12b du bras de charnière 12. Le logement de retenue 15b est une cavité en forme de calotte sphérique à bord périphérique évasé dans laquelle la tête 15a, de forme hémisphérique, pénètre selon une profondeur inférieure à son rayon. De la sorte, un effort transversal appliqué sur le capot 5 peut faire sortir la tête 15a hors du logement de retenue 15b, débrayant ainsi la liaison mécanique 11, grâce à la possibilité de déplacement selon la translation 14a du capot 5 par rapport au bras de charnière 12, lorsque cet effort transversal est suffisant pour contrer l’effort de retenue exercé par le premier moyen de rappel élastique 14c.
Lorsque la liaison mécanique 11 est débrayée, c’est-à-dire lorsque la butée distale escamotable 15 libère le capot 5 vis-à-vis de l’extrémité distale 12b du bras de charnière 12, le capot 5 reste lié à la première extrémité 12a du bras de charnière 12 par les moyens de butée de retenue 14, lesquels autorisent des translations limitées 14a et 14b ainsi que des rotations relatives limitées du capot 5 vis-à-vis du bras de charnière 12.
Lorsque la liaison mécanique 11 est embrayée, c’est-à-dire lorsque la butée distale escamotable 15 retient le capot 5 vis-à-vis de l’extrémité distale 12b du bras de charnière 12, et lorsque le capot 5 est en position de fermeture telle qu’illustrée sur les figures 2 et 3, les moyens élastiques de retenue 14d plaquent le capot 5 sur un bord périphérique de l’ouverture 4, garantissant une bonne étanchéité s’opposant à la pénétration d’eau par la partie inférieure de l’ouverture 4. Simultanément, grâce à la capacité de translation 14b et à l’élasticité des moyens élastiques de retenue 14d, les moyens de butée de retenue 14 autorisent le maintien d’une bonne étanchéité quelle que soit la position relative de l’axe de rotation 9a vis-à-vis de la surface de la poutre 2 dans une plage de positions possibles. Autrement dit, ces moyens de butée de retenue 14 permettent de rattraper d’éventuelles dispersions de cotes pouvant se produire lors de la fabrication du véhicule, et illustrées par la différence de positions de l’axe de rotation 9a entre les figures 2 et 3.
Les figures suivantes illustrent le dispositif de l’invention selon le second mode de réalisation.
Les figures 4 et 5 illustrent en perspective une structure de bras de charnière 12 selon ce second mode de réalisation de l’invention. Ce bras de charnière 12 est solidaire d’une partie mobile de charnière 10 comportant un tube transversal 10a monté pivotant autour de l’axe de rotation fixe 9a d’une partie fixe de charnière non représentée sur ces figures. Le bras de charnière 12 présente une section transversale en forme de trapèze, ayant des faces latérales inclinées à 45° environ, pour faciliter son introduction, sa tenue et son guidage dans la rainure longitudinale 13 du capot 5. L’extrémité proximale 12a du bras de charnière 12 comporte deux ailes latérales 12c et 12d en saillie, ainsi qu’un logement cylindrique 12e ayant son axe perpendiculaire au bras de charnière 12 et au tube transversal 10a.
Sur la , on distingue le détail de la face frontale de la seconde extrémité 12b du bras de charnière 12, comprenant le logement de retenue 15b central en forme de calotte sphérique entre deux rampes frontales 15m et 15n bordées par une rampe de rappel supérieure 15c et une rampe de rappel inférieure 15d. La rampe de rappel supérieure 15c comporte un tronçon central concave 15e, prolongeant axialement le logement de retenue 15b selon une distance au moins égale au rayon de la tête 15a, et deux tronçons latéraux 15f et 15g orientés obliquement à l’écart du logement de retenue 15b jusqu’à des faces latérales obliques correspondantes du bras de charnière 12. La rampe de rappel inférieure 15d est un épaulement en saillie comportant deux tronçons obliques 15h et 15i orientés obliquement en V vers le haut depuis le sommet inférieur du logement de retenue 15b jusqu’aux dites faces latérales obliques correspondantes du bras de charnière 12.
Depuis le logement de retenue 15b, le tronçon latéral 15f s’écarte progressivement du tronçon oblique 15h, et le tronçon latéral 15g s’écarte progressivement du tronçon oblique 15i. Les rampes frontales 15m et 15n sont inclinées en pente à l’écart du logement de retenue 15b pour favoriser la réintroduction de la tête 15a dans le logement de retenue 15b après un débrayage.
Les figures 6 à 8 illustrent un rail centreur 18, destiné à être rapporté et fixé en face intérieure du capot 5, et conformé pour réaliser la rainure longitudinale 13. La montre la face supérieure 18a, destinée à être fixée sous la face intérieure du capot 5. Les figures 7 et 8 montrent la face inférieure 18b destinée à faire face au compartiment de réception 3, et conformée pour constituer la rainure longitudinale 13. Le tronçon proximal du rail centreur 18 comprend deux ergots latéraux 18c et 18d, deux ailerons latéraux 18e et 18f, et un ergot central cylindrique 18g perpendiculaire.
la , une vue d’un aéronef configuré pour appliquer le procédé de détermination d’une marge de consommation de carburant courante,
la , un schéma illustrant le procédé de détermination d’une marge de consommation de carburant courante,
la , un schéma illustrant un modèle de consommation, et
la , un schéma illustrant un procédé de remplissage en carburant d’un aéronef selon l’invention.
La présente un aéronef 1 selon l’invention. Un tel aéronef 1 est muni d’une installation motrice 2 comprenant au moins un moteur fonctionnel 10. Le ou les moteurs fonctionnels 10 comprennent chacun un arbre de travail 11 relié à une chaîne mécanique 20. Par exemple, cette chaîne mécanique 20 comprend un rotor 22 participant au moins à la sustentation et/ou à la propulsion ou à la traction de l’aéronef 1. Selon l’exemple illustré, au moins un moteur fonctionnel 10 comporte un arbre connecté par une liaison mécanique à une boîte de transmission de puissance 21, cette boîte de transmission de puissance 21 étant connectée par une autre liaison mécanique à un rotor 22.
Selon un autre aspect, le ou les moteurs fonctionnels 10 peuvent être des turbomoteurs. Un tel turbomoteur comporte alors un générateur de gaz 12 muni d’un compresseur 13 comprenant un ou des étages de compression, d’une chambre de combustion 15 et d’au moins une turbine haute pression 14. La ou les turbines haute pression 14 sont reliées par un arbre interne au compresseur 13. A la suite du générateur de gaz 12 selon le sens de circulation des gaz dans le moteur fonctionnel 10, le moteur fonctionnel 10 comporte un ensemble libre muni d’au moins une turbine libre 16 solidaire de l’arbre de travail 11.
Par ailleurs, les performances de l’aéronef sont établies sur la base des performances d’un moteur de référence 99 qui n’est pas installé sur l’aéronef 1. Le moteur fonctionnel 10 et le moteur de référence 99 ont des performances qui diffèrent, et présentent notamment des débits de carburant qui diffèrent en raison de leurs durées d’utilisation respectives. A un même niveau de puissance et dans les mêmes conditions, le débit de carburant alimentant le moteur de référence 99 est supérieur ou égal au débit de carburant alimentant le moteur fonctionnel 10 potentiellement moins utilisé.
Cet aéronef 1 coopère avec un système de planification 40 configuré notamment pour déterminer la consommation de carburant réelle du moteur fonctionnel 10 avant un vol, cette consommation de carburant étant dénommée « consommation de carburant courante DQ » par commodité et représentant un débit de carburant fourni au moteur fonctionnel 10.
Ce système de planification 40 comporte un senseur de température 25 configuré pour mesurer une température dans le moteur fonctionnel 10, un senseur de puissance configuré pour évaluer une puissance développée par le moteur fonctionnel 10, et un contrôleur 42 configuré pour déterminer la consommation de carburant courante en prenant en considération la température mesurée et la puissance mesurée.
Le terme « senseur » désigne un capteur capable de mesurer directement le paramètre en question mais aussi un système pouvant comprendre un ou plusieurs capteurs ainsi que des moyens de traitement du signal permettant de fournir une estimation du paramètre en question à partir des mesures fournies par ce ou ces capteurs physiques.
La illustre un exemple d’architecture d’aéronef afin d’illustrer l’invention. D’autres architectures d’aéronefs connues sont bien évidemment utilisables sans sortir du cadre de l’invention.
Ainsi, le senseur de température 25 peut être un senseur usuel agencé au sein du moteur fonctionnel 10. Le senseur de température 25 émet un signal porteur d’une température de surveillance TS au sein du moteur fonctionnel 10.
Le terme « signal » désigne dans la description un signal numérique ou analogique, optique ou électrique par exemple.
Le senseur de température 25 peut être positionné de manière à mesurer une température de surveillance de type « température d’entrée de turbine TET », en étant disposé à l’entrée de l’ensemble libre, ou de type « température T45 », en étant disposé à l’entrée d’une turbine haute pression 14.
En outre, le senseur de puissance 30 peut être un senseur usuel configuré pour mesurer une puissance image d’une puissance développée par le moteur fonctionnel 10. Par exemple, le senseur de puissance 30 comporte un capteur de vitesse 31 et un couplemètre 32 agencés sur un arbre de mesure mis en mouvement par la ou les turbines basse pression 16. Par exemple, l’arbre de mesure peut être l’arbre de travail 11. Le capteur de vitesse 31 émet un signal de vitesse porteur d’une vitesse de rotation de l’arbre de mesure, et le couplemètre 32 émet un signal de couple porteur du couple exercé sur l’arbre de mesure. Un calculateur usuel peut alors déterminer la puissance développée en effectuant le produit de la vitesse de rotation et du couple mesurés, voire d’un coefficient de proportionnalité, et éventuellement en corrigeant ce produit avec des pertes d’avionnage calculées ou fixes.
Pour un pied de mat de planche à voile, afin d’obtenir un système compact, il faut fusionner système de tension et de blocage.
Pour remédier aux inconvénients ci-dessus présentés sur les pieds de mat de planche à voile existants, le dispositif selon l'invention est caractérisé en ce que le moyen de blocage est assuré non pas par un coinceur à gorges en V mais par un coinceur à came(s). Ainsi, le cordage peut être tiré à travers le coinceur avec des frottements et une usure limités. le moyen de traction est lui constitué d’une poulie de forme adpatée augmentant la friction sur le cordage et entrainée par un levier disposant d’un moyen manuel de plaquage du cordage contre cette poulie lors des phases de mise en tension. et que le coincement de la corde est assuré par une came de géométrie adpatée (crans, dents, picots) venant plaquer le cordage sur la poulie.