CH720759A2

CH720759A2 - Portable object, in particular a watch, equipped with a device for detecting the passage of the Karman line, and detection method

Info

Publication number: CH720759A2
Application number: CH000191/2024A
Authority: CH
Inventors: Dardanelli Andréa; Surmely Gérard; Christe Laurent; Dubois Fabian; Bovet Jean-Luc
Original assignee: Icb Ingenieurs Conseils En Brevets Sa; Eta Sa Mft Horlogere Suisse
Priority date: 2023-05-03
Filing date: 2024-02-23
Publication date: 2024-11-15

Abstract

La montre (2) comprend une mémoire (4) et un dispositif de détection (6) comprenant un capteur d'accélération (8), capable de mesurer un vecteur d'accélération de la montre dans un référentiel tridimensionnel de cette montre, et une unité électronique (12) agencé pour pouvoir traiter des mesures fournies par le capteur d'accélération. L'unité électronique (12) est agencée pour pouvoir détecter en association avec la mémoire, au moins pour une fusée d'un type donné, un passage de la ligne de Karman par cette fusée seulement au moyen de la montre embarquée dans cette fusée. Une détection d'un passage de la ligne de Karman par la montre est effectuée par son dispositif de détection (6) sur la base de mesures périodiques effectuées par le capteur d'accélération depuis un décollage de la fusée jusqu'au passage de la ligne de Karman, telle que définie avant le vol spatial, et d'au moins une valeur de référence correspondante stockée dans la mémoire. La ligne de Karman est définie par une altitude donnée ou une altitude sélectionnable.The watch (2) comprises a memory (4) and a detection device (6) comprising an acceleration sensor (8), capable of measuring an acceleration vector of the watch in a three-dimensional frame of reference of this watch, and an electronic unit (12) arranged to be able to process measurements provided by the acceleration sensor. The electronic unit (12) is arranged to be able to detect in association with the memory, at least for a rocket of a given type, a passage of the Karman line by this rocket only by means of the watch embarked in this rocket. A detection of a passage of the Karman line by the watch is carried out by its detection device (6) on the basis of periodic measurements carried out by the acceleration sensor from a take-off of the rocket until the passage of the Karman line, as defined before the space flight, and of at least one corresponding reference value stored in the memory. The Karman line is defined by a given altitude or a selectable altitude.

Description

Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention

[0001] L'invention concerne un objet portable, en particulier une montre présentant une application spatiale, pour astronautes ou autres voyageurs dans l'espace au moyen d'une fusée ou navette spatiale. Plus précisément, l'invention concerne un objet portable, notamment une montre, muni d'un dispositif de détection du passage de la ligne de karman, et un procédé de détection du passage de la ligne de karman. La ligne de Karman définit la limite conventionnelle entre l'atmosphère terrestre et l'espace. En général, il est convenu qu'elle correspond à une altitude de 100 km, mais cette altitude varie selon diverses organisations, notamment entre 85 km et 110 km. La ligne de Karman constitue également la limite à partir de laquelle, pour se maintenir en vol, un engin doit voler sensiblement à une vitesse orbitale lui permettant de maintenir son orbite autour de la terre. [0001] The invention relates to a portable object, in particular a watch having a space application, for astronauts or other travelers in space by means of a rocket or space shuttle. More specifically, the invention relates to a portable object, in particular a watch, provided with a device for detecting the passage of the Karman line, and a method for detecting the passage of the Karman line. The Karman line defines the conventional limit between the Earth's atmosphere and space. In general, it is agreed that it corresponds to an altitude of 100 km, but this altitude varies according to various organizations, in particular between 85 km and 110 km. The Karman line also constitutes the limit from which, in order to remain in flight, a craft must fly substantially at an orbital speed allowing it to maintain its orbit around the Earth.

Arrière-plan technologiqueTechnological background

[0002] Diverses montres ont été portées par des astronautes lors de missions dans l'espace. Certaines montres portées par des astronautes ont été sélectionnées pour leur robustesse et aussi leur précision, sans présenter de fonctions spécifiques à un vol ou une mission dans l'espace. D'autres montres, notamment du type électronique, permettent des fonctions spécifiques utiles pour des missions dans l'espace. Ces fonctions spécifiques concernent en général la mesure du temps, par exemple pour un compte à rebours et/ou des alarmes. [0002] Various watches have been worn by astronauts during space missions. Some watches worn by astronauts have been selected for their robustness and also their precision, without having functions specific to a flight or a mission in space. Other watches, in particular of the electronic type, allow specific functions useful for missions in space. These specific functions generally concern the measurement of time, for example for a countdown and/or alarms.

Résumé de l'inventionSummary of the invention

[0003] La présente invention se propose de fournir un objet portable, en particulier une montre capable de détecter de manière assez précise le passage de la ligne de Karman par une fusée ou navette spatiale (par la suite nommée généralement 'fusée'), au moins pour un type donné de fusée (aussi nommé un type de lanceur dans le domaine technique des vols spatiaux), dans laquelle cette montre est embarquée. [0003] The present invention proposes to provide a portable object, in particular a watch capable of detecting fairly precisely the passage of the Karman line by a rocket or space shuttle (hereinafter generally called 'rocket'), at least for a given type of rocket (also called a type of launcher in the technical field of space flights), in which this watch is embarked.

[0004] En particulier, un objectif de la présente invention est de fournir un objet portable, en particulier une montre permettant la détection d'un passage de la ligne de Karman de manière autonome lors d'un vol spatial, notamment sans réception de signaux de communication extérieurs et donc sans utiliser un système de positionnement global (sans 'GPS') et sans réception de signaux de la fusée relatifs aux données en temps réel du vol spatial concerné au cours duquel il est prévu de détecter le passage de la ligne de Karman par la fusée au moyen de l'objet portable embarqué dans cette fusée. [0004] In particular, an objective of the present invention is to provide a portable object, in particular a watch allowing the detection of a passage of the Karman line autonomously during a space flight, in particular without receiving external communication signals and therefore without using a global positioning system (without 'GPS') and without receiving signals from the rocket relating to the real-time data of the space flight concerned during which it is intended to detect the passage of the Karman line by the rocket by means of the portable object embarked in this rocket.

[0005] Un autre objectif de la présente invention est de fournir un objet portable, en particulier une montre, qui soit capable de détecter, avec une précision satisfaisante, un passage de la ligne de Karman par cet objet portable qui comprend des moyens techniques relativement limités mais précis et peu encombrants, pouvant aisément être incorporés dans un objet portable et notamment dans une montre. [0005] Another objective of the present invention is to provide a portable object, in particular a watch, which is capable of detecting, with satisfactory precision, a passage of the Karman line by this portable object which comprises relatively limited but precise and space-saving technical means, which can easily be incorporated into a portable object and in particular into a watch.

[0006] La présente invention concerne un objet portable par un utilisateur comprenant une mémoire, une base de temps et un dispositif de détection formé par un capteur d'accélération, capable de mesurer une accélération de l'objet portable selon trois axes orthogonaux définissant un référentiel lié à l'objet portable (c'est-à-dire de mesurer un vecteur d'accélération de l'objet portable dans un référentiel tridimensionnel de cet objet portable), et par une unité électronique agencée pour pouvoir traiter des mesures fournies par le capteur d'accélération. Le dispositif de détection est agencé, en association avec la mémoire, pour pouvoir détecter de manière autonome, lors d'un vol spatial d'une fusée d'un type donné, un passage de la ligne de Karman par l'objet portable embarqué dans cette fusée, la ligne de Karman LKétant définie par une altitude donnée HDou une altitude Hs sélectionnable par un utilisateur, directement ou via une autre variable spatiale sélectionnable. Une détection d'un passage de la ligne de Karman par la fusée peut être effectuée par l'unité électronique sur la base de mesures périodiques du vecteur d'accélération de l'objet portable, effectuées par le capteur d'accélération depuis un décollage de la fusée jusqu'au passage de la ligne de Karman, et soit d'une valeur de référence prédéterminée qui est stockée préalablement audit décollage dans la mémoire, soit d'une valeur de référence calculée dans l'unité électronique et déterminée par un facteur de correction Fc, prédéterminé et stocké préalablement audit décollage dans la mémoire, et une altitude Hs sélectionnée préalablement audit décollage pour la ligne de Karman LKpar l'utilisateur. La valeur de référence prédéterminée et le facteur de correction Fc sont relatifs à l'altitude donnée HD. L'unité électronique est agencée pour pouvoir calculer l'évolution temporelle d'une distance de comparaison sur la base des mesures périodiques du vecteur d'accélération de l'objet portable et comparer au cours du temps cette distance de comparaison avec la valeur de référence prédéterminée, respectivement avec la valeur de référence calculée, pour ainsi pouvoir détecter un passage de la ligne de Karman par l'objet portable et donc par la fusée. [0006] The present invention relates to a user-portable object comprising a memory, a time base and a detection device formed by an acceleration sensor, capable of measuring an acceleration of the portable object along three orthogonal axes defining a reference frame linked to the portable object (i.e. of measuring an acceleration vector of the portable object in a three-dimensional reference frame of this portable object), and by an electronic unit arranged to be able to process measurements provided by the acceleration sensor. The detection device is arranged, in association with the memory, to be able to autonomously detect, during a space flight of a rocket of a given type, a passage of the Karman line by the portable object embarked in this rocket, the Karman line LK being defined by a given altitude HD or an altitude Hs selectable by a user, directly or via another selectable spatial variable. A detection of a passage of the Karman line by the rocket can be carried out by the electronic unit on the basis of periodic measurements of the acceleration vector of the portable object, carried out by the acceleration sensor from a take-off of the rocket until the passage of the Karman line, and either of a predetermined reference value which is stored prior to said take-off in the memory, or of a reference value calculated in the electronic unit and determined by a correction factor Fc, predetermined and stored prior to said take-off in the memory, and an altitude Hs selected prior to said take-off for the Karman line LK by the user. The predetermined reference value and the correction factor Fc are relative to the given altitude HD. The electronic unit is arranged to be able to calculate the time evolution of a comparison distance on the basis of the periodic measurements of the acceleration vector of the portable object and to compare over time this comparison distance with the predetermined reference value, respectively with the calculated reference value, in order to be able to detect a passage of the Karman line by the portable object and therefore by the rocket.

[0007] Ainsi, de manière remarquable, l'objet portable selon l'invention est conçu pour pouvoir détecter de manière autonome le passage de la ligne de Karman par cet objet portable embarqué dans une fusée d'un type donné, avec comme seuls moyens techniques nécessaires une mémoire et un dispositif de détection comprenant un capteur d'accélération, capable de mesurer les composantes d'un vecteur d'accélération relatif à l'objet portable dans un référentiel lié à cet objet portable, et une unité électronique de traitement des mesures fournies par le capteur d'accélération. L'objet portable selon l'invention ne nécessite ainsi aucun gyromètre trois axes qui peut certes être miniature, formé par un microsystème électromécanique (en anglais nommé aussi par l'acronyme 'MEMS'), mais qui est généralement peu précis, en tous cas pas suffisamment précis pour permettre une détection précise de l'évolution de l'orientation d'un référentiel propre audit capteur d'accélération lors d'un vol spatial, de manière à pouvoir déterminer en tout temps entre le décollage et le passage de la ligne de Karman la composante verticale de l'accélération de mouvement de la fusée et ainsi permettre de déterminer son altitude au cours du temps. L'invention s'affranchit donc de ce problème lié aux gyromètres de petites dimensions qui s'avèrent être relativement peu précis et donc incapables de fournir avec une précision suffisante des mesures de vitesse angulaire de l'objet portable permettant de déterminer son orientation instantanée et l'évolution de sa position dans l'espace, en particulier son altitude, alors qu'un capteur d'accélération de petites dimensions, du même ordre de grandeur, et relativement peu onéreux peut fournir des mesures d'accélération précises selon trois axes. [0007] Thus, remarkably, the portable object according to the invention is designed to be able to autonomously detect the passage of the Karman line by this portable object embarked in a rocket of a given type, with as only necessary technical means a memory and a detection device comprising an acceleration sensor, capable of measuring the components of an acceleration vector relative to the portable object in a reference frame linked to this portable object, and an electronic unit for processing the measurements provided by the acceleration sensor. The portable object according to the invention thus does not require any three-axis gyrometer which may certainly be miniature, formed by a microelectromechanical system (also called by the acronym 'MEMS' in English), but which is generally not very precise, in any case not sufficiently precise to allow precise detection of the evolution of the orientation of a reference frame specific to said acceleration sensor during a space flight, so as to be able to determine at any time between take-off and the passage of the Karman line the vertical component of the acceleration of the movement of the rocket and thus allow its altitude to be determined over time. The invention therefore overcomes this problem linked to small gyrometers which prove to be relatively imprecise and therefore incapable of providing with sufficient precision measurements of the angular speed of the portable object making it possible to determine its instantaneous orientation and the evolution of its position in space, in particular its altitude, whereas a small acceleration sensor, of the same order of magnitude, and relatively inexpensive can provide precise acceleration measurements along three axes.

[0008] Dans un mode de réalisation principal, l'objet portable est une montre. [0008] In a main embodiment, the portable object is a watch.

[0009] Dans une variante préférée, le capteur d'accélération est un microsystème électromécanique (en anglais nommé aussi par l'acronyme 'MEMS'). Un tel capteur est de petites dimensions, de sorte que ce capteur peut aisément être incorporé dans une montre. A noter que, malgré sa petite taille, un tel capteur d'accélération peut être très précis. En sélectionnant un tel capteur d'accélération, ladite valeur de référence prédéterminée est en outre avantageusement définie sur la base d'une accélération de mouvement nominale pour la fusée. Par 'accélération de mouvement', on comprend une accélération correspondant à la dérivée temporelle de la vitesse, cette accélération de mouvement définissant en tout temps un vecteur tangent à la trajectoire de la fusée, et donc de l'objet portable, dans l'espace, c'est-à-dire un vecteur colinéaire avec le vecteur de direction instantanée de la fusée. Par le terme 'nominale', on comprend une valeur donnée dans la spécification du type de fusée considéré ou pour une certaine fusée ; c'est donc une valeur théorique, ici en fonction du temps, prévue pour la fusée considérée et qui résulte de sa conception et de la planification d'un vol spatial avec une telle fusée, en particulier de son lancement jusqu'au passage de la ligne de Karman dans le cadre de la présente invention. On remarquera cependant qu'un accéléromètre du type MEMS fournit non une accélération de mouvement, mais une accélération propre qui, en l'absence d'une donnée suffisamment précise quant à l'orientation instantanée de la fusée dans l'espace, ne permet pas de déterminer l'accélération de mouvement et en particulier la composante verticale d'une telle accélération à laquelle on pense en premier lieu pour déterminer l'altitude instantanée de la fusée. La présente invention résout de manière remarquable ce problème, comme ceci ressortira clairement de la description détaillée par la suite. [0009] In a preferred embodiment, the acceleration sensor is a microelectromechanical system (also known as 'MEMS'). Such a sensor is small in size, so that this sensor can easily be incorporated into a watch. It should be noted that, despite its small size, such an acceleration sensor can be very precise. By selecting such an acceleration sensor, said predetermined reference value is further advantageously defined on the basis of a nominal motion acceleration for the rocket. By 'motion acceleration' is meant an acceleration corresponding to the time derivative of the speed, this motion acceleration defining at all times a vector tangent to the trajectory of the rocket, and therefore of the portable object, in space, i.e. a vector collinear with the instantaneous direction vector of the rocket. By the term 'nominal' is meant a value given in the specification of the type of rocket considered or for a certain rocket; it is therefore a theoretical value, here as a function of time, provided for the rocket considered and which results from its design and the planning of a space flight with such a rocket, in particular from its launch until the passage of the Karman line within the framework of the present invention. It will be noted however that a MEMS type accelerometer provides not an acceleration of movement, but a proper acceleration which, in the absence of sufficiently precise data as to the instantaneous orientation of the rocket in space, does not make it possible to determine the acceleration of movement and in particular the vertical component of such an acceleration which is thought of first to determine the instantaneous altitude of the rocket. The present invention solves this problem in a remarkable manner, as will clearly emerge from the detailed description below.

[0010] Dans une variante préférée, le dispositif de détection est agencé de manière que ladite distance de comparaison est calculée sur la base des normes des vecteurs d'accélération mesurés par le capteur d'accélération et dont les composantes sont données dans ledit référentiel lié à l'objet portable, l'unité électronique étant agencée pour pouvoir calculer ces normes. En effet, le capteur d'accélération fournit des vecteurs d'accélération dans un propre référentiel, mais la norme du vecteur d'accélération est indépendante du référentiel, à savoir qu'elle est invariable quelle que soit l'orientation spatiale du référentiel dans lequel ce vecteur d'accélération est donné, de sorte qu'une indétermination de l'orientation du référentiel de mesure pour les mesures de l'accélération ne pose plus aucun problème. Cette variante préférée est très avantageuse car elle permet donc de s'affranchir du fait qu'un référentiel lié à l'objet portable, à savoir le référentiel défini par le capteur d'accélération qui est fixe relativement à l'objet portable, a une orientation, relativement à un référentiel terrestre, qui est variable au cours d'un vol spatial entre la base de lancement de la fusée et la ligne de Karman, notamment du fait que la fusée ne suit pas une trajectoire linéaire verticale. De plus, l'orientation de l'objet portable peut varier au cours du temps relativement à la fusée, par des mouvements de l'utilisateur qui le porte. [0010] In a preferred variant, the detection device is arranged such that said comparison distance is calculated on the basis of the norms of the acceleration vectors measured by the acceleration sensor and whose components are given in said reference frame linked to the portable object, the electronic unit being arranged to be able to calculate these norms. Indeed, the acceleration sensor provides acceleration vectors in its own reference frame, but the norm of the acceleration vector is independent of the reference frame, namely it is invariable regardless of the spatial orientation of the reference frame in which this acceleration vector is given, so that an indeterminacy of the orientation of the measurement reference frame for the acceleration measurements no longer poses any problem. This preferred variant is very advantageous because it therefore makes it possible to overcome the fact that a reference frame linked to the portable object, namely the reference frame defined by the acceleration sensor which is fixed relative to the portable object, has an orientation, relative to a terrestrial reference frame, which is variable during a space flight between the launch base of the rocket and the Karman line, in particular because the rocket does not follow a vertical linear trajectory. In addition, the orientation of the portable object can vary over time relative to the rocket, by movements of the user who carries it.

[0011] Selon une variante avantageuse, le facteur de correction est égal à ladite valeur de référence prédéterminée divisée par l'altitude donnée. [0011] According to an advantageous variant, the correction factor is equal to said predetermined reference value divided by the given altitude.

[0012] Selon un mode de réalisation général, la valeur de référence prédéterminée est définie sur la base d'au moins une fonction théorique d'une variable spatiale relative à ladite fusée, depuis un décollage de cette fusée jusqu'à l'altitude donnée pour la ligne de Karman. [0012] According to a general embodiment, the predetermined reference value is defined on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relating to said rocket, from a take-off of this rocket to the altitude given for the Karman line.

[0013] Dans une variante générale, l'objet portable est agencé de manière qu'un enregistrement du fait que la ligne de Karman a été dépassée est effectué dans une partie protégée de sa mémoire, de sorte qu'un utilisateur de cet objet portable ne puisse pas écrire dans la partie protégée. [0013] In a general variant, the portable object is arranged so that a recording of the fact that the Karman line has been exceeded is made in a protected part of its memory, so that a user of this portable object cannot write in the protected part.

[0014] L'invention concerne également une méthode de détection, selon la revendication 1 annexée, d'un passage de la ligne de Karman, au moyen d'un objet portable selon l'invention, par une fusée d'un type donné dans laquelle est embarqué cet objet portable. Des variantes avantageuses sont données dans les revendications dépendantes de cette revendication 1. [0014] The invention also relates to a method of detecting, according to the appended claim 1, a passage of the Karman line, by means of a portable object according to the invention, by a rocket of a given type in which this portable object is embarked. Advantageous variants are given in the claims dependent on this claim 1.

Brève description des figuresBrief description of the figures

[0015] L'invention sera décrite ci-après de manière plus détaillée à l'aide des dessins annexés, donnés à titre d'exemples nullement limitatifs, dans lesquels : – la Figure 1 représente schématiquement une montre selon l'invention avec diverses parties électroniques formant cette montre ; – la Figure 2 représente une trajectoire, interrompue sur le dessin, suivie par une fusée, lors d'un vol dans l'espace, entre le décollage et le passage de la ligne de Karman, ainsi que diverses variables, relatives au vol le long de cette trajectoire, intervenant dans une méthode de détection d'un passage de la ligne de Karman selon l'invention et à sa mise en œuvre dans un dispositif de détection d'un passage de la ligne de Karman selon un mode principal de l'invention ; – la Figure 3 montre, de manière agrandie relativement à la Figure 2, une somme vectorielle de diverses accélérations intervenant dans la méthode de détection d'un passage de la ligne de Karman selon l'invention, les axes orthogonaux Xtet Zt étant parallèles aux axes X et Z de la Figure 2 et ayant leur origine au point PS(t) sur la trajectoire TF(x) de la fusée concernée, ce point PS(t) définissant une altitude HF(t) et un éloignement horizontal EH(t) pour la fusée au cours du temps ; – la Figure 4 montre une courbe théorique de l'accélération de mouvement d'une fusée d'un certain type en fonction du temps ; – la Figure 5 montre une courbe donnant l'angle d'inclinaison de ladite fusée, au cours du temps, tel que mesuré lors d'un vol de la fusée et une courbe théorique pour cet angle d'inclinaison ; – la Figure 6 montre une courbe donnant l'altitude théorique de ladite fusée au cours du temps ; – les Figures 7A à 7D montrent divers messages donnés par la montre, selon une variante de réalisation, à un utilisateur lors d'un vol dans l'espace et une détection du passage de la ligne de Karman par la montre selon l'invention implémentant la méthode de détection selon l'invention ; et – les Figures 8A et 8B montrent deux messages pouvant être indiqués par la montre, selon une variante de réalisation, à un utilisateur de la montre après une détection d'un passage de la ligne de Karman par cette montre et plus particulièrement après un vol spatial ou une mission spatiale terminé.[0015] The invention will be described below in more detail with the aid of the appended drawings, given as non-limiting examples, in which: - Figure 1 schematically represents a watch according to the invention with various electronic parts forming this watch; - Figure 2 represents a trajectory, interrupted in the drawing, followed by a rocket, during a flight in space, between take-off and the passage of the Karman line, as well as various variables, relating to the flight along this trajectory, involved in a method for detecting a passage of the Karman line according to the invention and its implementation in a device for detecting a passage of the Karman line according to a main embodiment of the invention; – Figure 3 shows, enlarged relative to Figure 2, a vector sum of various accelerations involved in the method for detecting a passage of the Karman line according to the invention, the orthogonal axes Xt and Zt being parallel to the X and Z axes of Figure 2 and having their origin at the point PS(t) on the trajectory TF(x) of the rocket concerned, this point PS(t) defining an altitude HF(t) and a horizontal distance EH(t) for the rocket over time; – Figure 4 shows a theoretical curve of the acceleration of motion of a rocket of a certain type as a function of time; – Figure 5 shows a curve giving the angle of inclination of said rocket, over time, as measured during a flight of the rocket and a theoretical curve for this angle of inclination; – Figure 6 shows a curve giving the theoretical altitude of said rocket over time; – Figures 7A to 7D show various messages given by the watch, according to an alternative embodiment, to a user during a flight in space and a detection of the passage of the Karman line by the watch according to the invention implementing the detection method according to the invention; and – Figures 8A and 8B show two messages that can be indicated by the watch, according to an alternative embodiment, to a user of the watch after a detection of a passage of the Karman line by this watch and more particularly after a space flight or a space mission has ended.

Description détaillée de l'inventionDetailed description of the invention

[0016] En référence aux figures, on décrira par la suite des modes de réalisation d'un objet portable selon l'invention constitué par une montre, ainsi qu'une méthode de détection du passage de la ligne de Karman par un tel objet portable selon un mode de réalisation principal de l'invention. [0016] With reference to the figures, embodiments of a portable object according to the invention consisting of a watch will be described below, as well as a method for detecting the passage of the Karman line by such a portable object according to a main embodiment of the invention.

[0017] Selon un mode de réalisation général, la montre 2 comprend une mémoire 4 et un dispositif de détection 6, lequel comprend un capteur d'accélération 8, capable de mesurer un vecteur d'accélération de la montre dans un référentiel tridimensionnel 10 lié à la montre 2, et une unité électronique de traitement 12, nommée aussi 'unité électronique' par la suite, qui est agencée pour pouvoir traiter des mesures fournies par le capteur d'accélération 8. La montre comprend en outre une unité électronique de commande 14, laquelle est agencée pour pouvoir notamment activer le dispositif de détection 6 en réponse à un actionnement d'un organe de commande externe. Cette montre est munie de divers organes de commande externes, en particulier deux poussoirs 16 et 17 et une tige-couronne 18. On notera que la montre peut être munie de moyens de commande tactiles, notamment une glace tactile recouvrant des moyens d'affichage, de tels moyens de commande tactiles étant prévus par exemple pour des entrées de données dans la mémoire 4 de la montre et/ou commander l'affichage de certaines données par les moyens d'affichage, en particulier avant et après un vol spatial ou une mission spatiale. Dans une variante particulière montrée à la Figure 7A, la montre comprend un affichage analogique 34, formé par des aiguilles associées à une graduation, et un affichage digital 30 formé par un module électronique d'affichage définissant une majeure partie du cadran de la montre 2. On remarquera que les aiguilles peuvent être utilisées classiquement pour l'indication de données horaires, mais aussi pour indiquer d'autres choses, par exemple pour indiquer une étape en cours de la méthode de détection ou un événement comme le passage de la ligne Karman ou encore pour indiquer le bon déroulement d'une opération préliminaire à un vol ou son achèvement. [0017] According to a general embodiment, the watch 2 comprises a memory 4 and a detection device 6, which comprises an acceleration sensor 8, capable of measuring an acceleration vector of the watch in a three-dimensional frame of reference 10 linked to the watch 2, and an electronic processing unit 12, also called 'electronic unit' hereinafter, which is arranged to be able to process measurements provided by the acceleration sensor 8. The watch further comprises an electronic control unit 14, which is arranged to be able in particular to activate the detection device 6 in response to an actuation of an external control member. This watch is equipped with various external control members, in particular two pushers 16 and 17 and a stem-crown 18. It will be noted that the watch can be equipped with touch control means, in particular a touch glass covering display means, such touch control means being provided for example for data inputs into the memory 4 of the watch and/or controlling the display of certain data by the display means, in particular before and after a space flight or a space mission. In a particular variant shown in Figure 7A, the watch comprises an analog display 34, formed by hands associated with a graduation, and a digital display 30 formed by an electronic display module defining a major part of the dial of the watch 2. It will be noted that the hands can be used conventionally for indicating time data, but also to indicate other things, for example to indicate a step in progress of the detection method or an event such as the passage of the Karman line or even to indicate the proper progress of an operation preliminary to a theft or its completion.

[0018] L'unité électronique 12 est agencée, en association avec le capteur d'accélération 8 et la mémoire 4, pour pouvoir détecter, au moins pour une fusée d'un type donné, un passage de la ligne de Karman LKpar la fusée seulement au moyen de la montre 2 embarquée dans cette fusée. La détection est donc réalisée par la montre de manière autonome lors d'un vol spatial de la fusée par le dispositif de détection de cette montre. La ligne de Karman LKest définie par une altitude donnée HDou une altitude sélectionnable Hs par un utilisateur, directement ou via la sélection d'une autre variable spatiale. Par 'altitude donnée', on comprend une altitude prédéfinie / prédéterminée par le fabricant de la montre ou par une personne ou société autorisée, et non par un utilisateur. Dans le cas d'une pluralité d'altitudes données, il est toutefois possible que celles-ci soient sélectionnables par un utilisateur, c'est-à-dire que l'utilisateur peut sélectionner une altitude donnée parmi la pluralité d'altitudes données. [0018] The electronic unit 12 is arranged, in association with the acceleration sensor 8 and the memory 4, to be able to detect, at least for a rocket of a given type, a passage of the Karman line LK by the rocket only by means of the watch 2 on board this rocket. The detection is therefore carried out by the watch autonomously during a space flight of the rocket by the detection device of this watch. The Karman line LK is defined by a given altitude HD or an altitude selectable Hs by a user, directly or via the selection of another spatial variable. By 'given altitude', we understand an altitude predefined / predetermined by the manufacturer of the watch or by an authorized person or company, and not by a user. In the case of a plurality of given altitudes, it is however possible that these are selectable by a user, that is to say that the user can select a given altitude from the plurality of given altitudes.

[0019] Une détection d'un passage de la ligne de Karman LKpar la fusée 22, dans laquelle est embarqué la montre 2, peut être effectuée par le dispositif de détection 6 sur la base de mesures périodiques du vecteur d'accélération de cette montre, effectuées par le capteur d'accélération 8 depuis un décollage de la fusée jusqu'au passage de la ligne de Karman, et d'une valeur de référence correspondant à une altitude définie pour cette ligne de Karman, cette valeur de référence étant enregistrée dans la mémoire 4 de la montre avant un vol spatial au cours duquel il est prévu de détecter le passage de ladite altitude définie pour ligne de Karman par la fusée au moyen de la montre embarquée dans cette fusée. Des variantes pour définir et calculer cette valeur de référence seront données par la suite. La montre comprend une base de temps permettant de déterminer successivement des périodes pour effectuer les mesures périodiques du vecteur d'accélération. Plus généralement, dans le cas d'un objet portable, cet objet portable comprend une base de temps agencée pour pouvoir déterminer des périodes successives et permettre ainsi au dispositif de détection d'effectuer des mesures périodiques du vecteur d'accélération. Dans une variante, la base de temps peut être une unité séparée du dispositif de détection et associée à ce dernier pour permettre notamment une activation périodique du capteur d'accélération. Dans une autre variante, la base de temps est incorporée dans le dispositif de détection. Dans une variante particulière, cette base de temps est directement associée au capteur d'accélération de manière à pouvoir cadencer les mesures du vecteur d'accélération. [0019] A detection of a passage of the Karman line LK by the rocket 22, in which the watch 2 is embarked, can be carried out by the detection device 6 on the basis of periodic measurements of the acceleration vector of this watch, carried out by the acceleration sensor 8 from a take-off of the rocket until the passage of the Karman line, and of a reference value corresponding to an altitude defined for this Karman line, this reference value being recorded in the memory 4 of the watch before a space flight during which it is planned to detect the passage of said altitude defined for the Karman line by the rocket by means of the watch embarked in this rocket. Variants for defining and calculating this reference value will be given later. The watch comprises a time base making it possible to successively determine periods for carrying out the periodic measurements of the acceleration vector. More generally, in the case of a portable object, this portable object comprises a time base arranged to be able to determine successive periods and thus allow the detection device to perform periodic measurements of the acceleration vector. In one variant, the time base may be a unit separate from the detection device and associated with the latter to allow in particular a periodic activation of the acceleration sensor. In another variant, the time base is incorporated in the detection device. In a particular variant, this time base is directly associated with the acceleration sensor so as to be able to time the measurements of the acceleration vector.

[0020] Plus précisément, la valeur de référence est soit une valeur de référence prédéterminée qui est stockée au préalable dans la mémoire, soit une valeur de référence calculée dans l'unité électronique et déterminée par un facteur de correction Fc, prédéterminé et stocké préalablement dans la mémoire 4, et une altitude Hs sélectionnée pour la ligne de Karman LKpar l'utilisateur. La valeur de référence prédéterminée et le facteur de correction sont relatifs à l'altitude donnée HD. L'unité électronique 12 est agencée pour pouvoir calculer l'évolution temporelle d'une distance de comparaison sur la base des mesures périodiques de l'accélération de la fusée et comparer au cours du temps cette distance de comparaison avec la valeur de référence prédéterminée, respectivement avec la valeur de référence calculée, pour ainsi pouvoir détecter un passage de la ligne de Karman par la montre 2 et donc par la fusée 22. L'enregistrement de la valeur de référence dans la mémoire 4 est effectué avantageusement lors de la programmation 'en usine' de la montre ou ultérieurement au moyen d'un appareil spécifique, configuré pour pouvoir fournir à la montre cette valeur de référence. Dans une variante plus simple, on peut prévoir que la montre est agencée pour permettre l'introduction de la valeur de référence dans la montre, à savoir dans sa mémoire 4, via les organes de commande équipant la montre. [0020] More precisely, the reference value is either a predetermined reference value which is stored in advance in the memory, or a reference value calculated in the electronic unit and determined by a correction factor Fc, predetermined and stored in advance in the memory 4, and an altitude Hs selected for the Karman line LK by the user. The predetermined reference value and the correction factor are relative to the given altitude HD. The electronic unit 12 is arranged to be able to calculate the temporal evolution of a comparison distance on the basis of the periodic measurements of the acceleration of the rocket and to compare over time this comparison distance with the predetermined reference value, respectively with the calculated reference value, in order to be able to detect a passage of the Karman line by the watch 2 and therefore by the rocket 22. The recording of the reference value in the memory 4 is advantageously carried out during the programming 'in the factory' of the watch or subsequently by means of a specific device, configured to be able to provide the watch with this reference value. In a simpler variant, it can be provided that the watch is arranged to allow the introduction of the reference value into the watch, namely into its memory 4, via the control members equipping the watch.

[0021] Selon une variante avantageuse, le facteur de correction Fc est égal à ladite valeur de référence prédéterminée divisée par ladite altitude donnée HD. [0021] According to an advantageous variant, the correction factor Fc is equal to said predetermined reference value divided by said given altitude HD.

[0022] Selon une variante préférée, la valeur de référence prédéterminée est définie sur la base d'au moins une fonction théorique d'une variable spatiale relative à ladite fusée, depuis un décollage de cette fusée jusqu'à l'altitude donnée HDpour la ligne de Karman LK. [0022] According to a preferred variant, the predetermined reference value is defined on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relating to said rocket, from a take-off of this rocket up to the given altitude HD for the Karman line LK.

[0023] Dans une première réalisation particulière, la mémoire 4 est agencée pour contenir une pluralité de valeurs de référence prédéterminées qui sont respectivement relatives à une pluralité d'altitudes données HDj, j = 1 à J. Chacune des valeurs de référence prédéterminée est définie, de manière générale, sur la base d'au moins une fonction théorique d'une variable spatiale relative à la fusée concernée, depuis un décollage de cette fusée jusqu'à l'altitude donnée correspondante, chacune des altitudes données HDjpouvant être sélectionnée, par un utilisateur, pour permettre une comparaison de ladite distance de comparaison au cours du temps, calculée lors d'une détection du passage de la ligne de Karman par la montre, avec la valeur de référence prédéterminée correspondante. [0023] In a first particular embodiment, the memory 4 is arranged to contain a plurality of predetermined reference values which are respectively relative to a plurality of given altitudes HDj, j = 1 to J. Each of the predetermined reference values is defined, in a general manner, on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relative to the rocket concerned, from a take-off of this rocket to the corresponding given altitude, each of the given altitudes HDj being able to be selected, by a user, to allow a comparison of said comparison distance over time, calculated during a detection of the passage of the Karman line by the watch, with the corresponding predetermined reference value.

[0024] Dans une deuxième réalisation particulière, la mémoire 4 est agencée pour contenir une pluralité de facteurs de correction FCj, j = 1 à J, respectivement relatifs à une pluralité d'altitudes données HDj, j = 1 à J. Chacun des facteurs de correction FCjpeut être sélectionné, de manière automatique par le dispositif de détection ou éventuellement par un utilisateur, en fonction d'une altitude Hs sélectionnée par cet utilisateur pour la ligne de Karman LK, pour permettre une comparaison de ladite distance de comparaison au cours du temps, calculée lors d'une détection du passage de la ligne de Karman par la montre, avec une valeur de référence déterminée par le facteur de correction sélectionné et l'altitude sélectionnée Hs. [0024] In a second particular embodiment, the memory 4 is arranged to contain a plurality of correction factors FCj, j = 1 to J, respectively relating to a plurality of given altitudes HDj, j = 1 to J. Each of the correction factors FCj can be selected, automatically by the detection device or possibly by a user, as a function of an altitude Hs selected by this user for the Karman line LK, to allow a comparison of said comparison distance over time, calculated during a detection of the passage of the Karman line by the watch, with a reference value determined by the selected correction factor and the selected altitude Hs.

[0025] Dans une variante avantageuse de la deuxième réalisation particulière, une pluralité de valeurs de référence prédéterminées sont respectivement définies pour la pluralité d'altitudes données HDj, chacune des valeurs de référence prédéterminée étant définie, de manière générale, sur la base d'au moins une fonction théorique d'une variable spatiale relative à la fusée concernée, depuis un décollage de cette fusée jusqu'à l'altitude donnée correspondante. La pluralité de facteurs de correction FCjsont respectivement égaux à la pluralité de valeurs de référence prédéterminées respectivement divisées par la pluralité d'altitudes données HDj. Chaque facteur de correction permet d'obtenir, par une multiplication avec une altitude Hs sélectionnable et donc variable pour la ligne de Karman, une valeur de référence pour permettre une comparaison, dans l'unité électronique de la montre, avec une distance de comparaison fournie par le dispositif de détection lors d'un vol spatial de la fusée concernée et ainsi la détection du passage de la ligne de Karman par la montre et donc par la fusée. [0025] In an advantageous variant of the second particular embodiment, a plurality of predetermined reference values are respectively defined for the plurality of given altitudes HDj, each of the predetermined reference values being defined, in a general manner, on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relating to the rocket concerned, from a take-off of this rocket to the corresponding given altitude. The plurality of correction factors FCj are respectively equal to the plurality of predetermined reference values respectively divided by the plurality of given altitudes HDj. Each correction factor makes it possible to obtain, by multiplication with a selectable and therefore variable altitude Hs for the Karman line, a reference value to allow a comparison, in the electronic unit of the watch, with a comparison distance provided by the detection device during a space flight of the rocket concerned and thus the detection of the passage of the Karman line by the watch and therefore by the rocket.

[0026] Selon un mode de réalisation préféré, le capteur d'accélération 8 est formé par un microsystème électromécanique (MEMS). [0026] According to a preferred embodiment, the acceleration sensor 8 is formed by a microelectromechanical system (MEMS).

[0027] Selon une variante préférée, dans le cas où seule une valeur de référence prédéterminée est prévue, cette valeur de référence prédéterminée est en outre définie sur la base d'une accélération de mouvement nominale pour la fusée. Dans le cas où une pluralité de valeurs de référence sont prévues, chaque valeur de référence prédéterminée est en outre définie sur la base d'une accélération de mouvement nominale pour la fusée, depuis un décollage de cette fusée jusqu'à l'altitude donnée HDpour la ligne de Karman. [0027] According to a preferred variant, in the case where only one predetermined reference value is provided, this predetermined reference value is further defined on the basis of a nominal motion acceleration for the rocket. In the case where a plurality of reference values are provided, each predetermined reference value is further defined on the basis of a nominal motion acceleration for the rocket, from a take-off of this rocket to the given altitude HD for the Karman line.

[0028] On décrira ci-après une méthode de détection du passage de la ligne de Karman par une fusée au moyen d'une montre selon l'invention. La description suivante permet de mieux exposer comment diverses variables et fonctions sont définies et/ou obtenues et comment elles interviennent précisément dans le cadre de l'invention. Cette méthode de détection peut être mise en œuvre par une montre selon un mode de réalisation principal qui sera décrit par la suite. [0028] A method for detecting the passage of the Karman line by a rocket by means of a watch according to the invention will be described below. The following description makes it possible to better explain how various variables and functions are defined and/or obtained and how they intervene precisely in the context of the invention. This detection method can be implemented by a watch according to a main embodiment which will be described subsequently.

[0029] L'invention concerne une méthode de détection pour la détection du passage de la ligne de Karman LK, définie par une altitude donnée HDou par une altitude sélectionnée Hs, par une fusée 22 d'un type donné, lors d'un vol spatial de cette fusée, au moyen d'un objet portable par un utilisateur, notamment d'une montre 2 embarquée dans cette fusée et comprenant une mémoire 4, une base de temps et un dispositif de détection 6, lequel est formé par un capteur d'accélération 8, agencé pour mesurer un vecteur d'accélération propre aM* de la montre dans un référentiel tridimensionnel 10 lié à cette montre, et par une unité électronique 12 agencée pour pouvoir traiter des mesures fournies par le capteur d'accélération, le vecteur d'accélération propre aM* étant égal, en première approximation pour une fusée, à un vecteur d'accélération de mouvement a* de cette montre moins le vecteur de l'accélération terrestre aE* en tout instant / en tout temps t. On notera que l'astérisque (*) est utilisé dans ce texte pour indiquer un vecteur, alors qu'aux Figures 2 et 3 les vecteurs sont indiqués, de manière conventionnelle, par des flèches situées au-dessus des variables concernées. De manière générale, le vecteur d'accélération propre de la montre est égal à une somme vectorielle des forces que subit cette montre, excepté la force de gravité, divisée par sa masse. En d'autres termes, l'accélération propre d'un objet est l'accélération que subit cet objet pour un observateur en chute libre. [0029] The invention relates to a detection method for detecting the passage of the Karman line LK, defined by a given altitude HD or by a selected altitude Hs, by a rocket 22 of a given type, during a space flight of this rocket, by means of an object portable by a user, in particular a watch 2 embarked in this rocket and comprising a memory 4, a time base and a detection device 6, which is formed by an acceleration sensor 8, arranged to measure a specific acceleration vector aM* of the watch in a three-dimensional frame of reference 10 linked to this watch, and by an electronic unit 12 arranged to be able to process measurements provided by the acceleration sensor, the specific acceleration vector aM* being equal, as a first approximation for a rocket, to a motion acceleration vector a* of this watch minus the vector of the terrestrial acceleration aE* at any instant/at any time t. Note that the asterisk (*) is used in this text to indicate a vector, whereas in Figures 2 and 3 vectors are conventionally indicated by arrows above the relevant variables. Generally speaking, the watch's own acceleration vector is equal to a vector sum of the forces that the watch experiences, except the force of gravity, divided by its mass. In other words, the own acceleration of an object is the acceleration that the object experiences for an observer in free fall.

[0030] La méthode de détection comprend une phase préliminaire, laquelle est préliminaire à l'embarquement de l'objet portable dans la fusée pour le vol spatial prévu, comprenant les étapes préliminaires suivantes : [0030] The detection method comprises a preliminary phase, which is preliminary to the embarkation of the portable object in the rocket for the planned space flight, comprising the following preliminary steps:

[0031] A) Fournir une accélération de mouvement nominale AN(t) pour la fusée 22, en fonction du temps t, depuis un décollage de cette fusée, définissant un temps zéro, au moins jusqu'à un passage par l'altitude donnée HDpour la ligne de Karman LK, cette accélération de mouvement nominale étant une valeur scalaire (norme d'un vecteur d'accélération de mouvement nominale) dans une unité égale à l'attraction terrestre (cette valeur scalaire sans dimension correspondant donc à la norme du vecteur d'accélération de mouvement nominale divisée par la norme de l'attraction terrestre, voir Figure 4) B) Fournir un angle d'inclinaison théorique θT(t) pour la fusée du type donné, relativement à un plan horizontal et en fonction du temps t, depuis le décollage de cette fusée jusqu'à au moins un passage par l'altitude donnée HD(voir Figure 5). C) Fournir ou déterminer une durée de vol théorique TKpour la fusée du type donné entre le décollage de cette fusée jusqu'au passage par l'altitude donnée HD D) Sur la base de ladite accélération de mouvement nominale et dudit angle d'inclinaison théorique, déterminer une accélération propre théorique APT(t), en fonction du temps, pour la fusée du type donné, la valeur de cette accélération propre théorique étant définie, dans une unité égale à l'attraction terrestre, par la formule suivante : [0031] A) Providing a nominal motion acceleration AN(t) for the rocket 22, as a function of time t, from a take-off of this rocket, defining a zero time, at least until a passage through the given altitude HD for the Karman line LK, this nominal motion acceleration being a scalar value (norm of a nominal motion acceleration vector) in a unit equal to the Earth's attraction (this dimensionless scalar value therefore corresponding to the norm of the nominal motion acceleration vector divided by the norm of the Earth's attraction, see Figure 4) B) Providing a theoretical inclination angle θT(t) for the rocket of the given type, relative to a horizontal plane and as a function of time t, from the take-off of this rocket until at least a passage through the given altitude HD (see Figure 5). C) Provide or determine a theoretical flight time TK for the rocket of the given type between the take-off of this rocket and the passage through the given altitude HD D) On the basis of said nominal acceleration of motion and said theoretical angle of inclination, determine a theoretical proper acceleration APT(t), as a function of time, for the rocket of the given type, the value of this theoretical proper acceleration being defined, in a unit equal to the Earth's attraction, by the following formula:

E) Calculer, par des moyens numériques et/ou mathématiques, une distance de mesure théorique DMTdéfinie par une double intégrale de l'accélération propre théorique APT(t), entre le temps zéro (t = 0) correspondant au décollage de la fusée et le temps TKcorrespondant à la durée de vol théorique, ou de cette accélération propre théorique diminuée de la norme de l'accélération terrestre ; la distance de mesure théorique DMTdivisée par l'altitude donnée HDpour la ligne de Karman LKdéfinissant, pour la fusée du type donné, un facteur de correction Fc F) Enregistrer la distance de mesure théorique DMTet/ou le facteur de correction Fc dans la mémoire de la montre, ce facteur de correction Fc étant ensuite, avant un décollage de la fusée définissant un début dudit vol spatial, multiplié par l'altitude sélectionnée HS, le cas échéant, de sorte à obtenir une distance de référence DMR G) Avant le décollage de la fusée, activer le dispositif de détection de la montre embarquée dans cette fusée. E) Calculate, by numerical and/or mathematical means, a theoretical measurement distance DMTdefined by a double integral of the theoretical proper acceleration APT(t), between time zero (t = 0) corresponding to the take-off of the rocket and time TKcorresponding to the theoretical flight duration, or of this theoretical proper acceleration reduced by the norm of the terrestrial acceleration; the theoretical measurement distance DMTdivided by the given altitude HDfor the Karman line LKdefining, for the rocket of the given type, a correction factor Fc F) Record the theoretical measurement distance DMTand/or the correction factor Fc in the memory of the watch, this correction factor Fc then being, before a take-off of the rocket defining a start of said space flight, multiplied by the selected altitude HS, if applicable, so as to obtain a reference distance DMR G) Before the take-off of the rocket, activate the detection device of the watch on board this rocket.

[0032] La méthode de détection comprend ensuite une phase de détection comprenant les étapes de détection suivantes : H) Mesurer périodiquement, à une fréquence de mesure FM, le vecteur d'accélération propre de la montre, dans le référentiel tridimensionnel de cette montre, au moyen dudit dispositif de détection, et calculer dans l'unité électronique, pour chaque mesure, la norme AM(tn) du vecteur d'accélération propre mesuré, respectivement une norme corrigée égale à la norme AM(tn) diminuée de la norme de l'accélération terrestre, tnétant un temps égal à n·P où n est un nombre de mesures effectuées au moins depuis le décollage de la fusée, incrémenté d'une unité à chaque nouvelle mesure, et P est la période temporelle définie par la fréquence de mesure. l) Calculer de manière numérique, dans l'unité électronique, une double intégrale sur le temps, depuis le décollage de la fusée, respectivement au moins depuis le décollage de la fusée, de la norme du vecteur d'accélération propre de la montre, respectivement de cette norme diminuée de la norme de l'accélération terrestre, la norme du vecteur d'accélération propre étant déterminée sur la base desdites normes AM(tn) du vecteur d'accélération propre mesuré périodiquement, pour obtenir des distances de comparaison DC(tm) pour des temps tm, avec m un nombre entier positif, chaque m correspondant à un dit nombre n. J) Comparer chaque distance de comparaison DC(tm) avec la distance de mesure théorique DMTdans le cas d'une altitude donnée HDou avec la distance de référence DMRdans le cas d'une altitude sélectionnée Hs et, lorsqu'une distance de comparaison DC(tm) est supérieure à la distance de mesure théorique DMT, respectivement à la distance de référence DMR, enregistrer dans la mémoire de l'objet portable une détection, par le dispositif de détection, du passage de la ligne de Karman par cet objet portable.[0032] The detection method then comprises a detection phase comprising the following detection steps: H) Periodically measuring, at a measurement frequency FM, the watch's own acceleration vector, in the three-dimensional frame of reference of this watch, by means of said detection device, and calculating in the electronic unit, for each measurement, the AM(tn) norm of the measured own acceleration vector, respectively a corrected norm equal to the AM(tn) norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, tn being a time equal to n P where n is a number of measurements carried out at least since the rocket took off, incremented by one unit for each new measurement, and P is the time period defined by the measurement frequency. l) Calculate numerically, in the electronic unit, a double integral over time, since the take-off of the rocket, respectively at least since the take-off of the rocket, of the norm of the proper acceleration vector of the watch, respectively of this norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, the norm of the proper acceleration vector being determined on the basis of said norms AM(tn) of the proper acceleration vector measured periodically, to obtain comparison distances DC(tm) for times tm, with m a positive integer, each m corresponding to a said number n. J) Compare each comparison distance DC(tm) with the theoretical measurement distance DMT in the case of a given altitude HD or with the reference distance DMR in the case of a selected altitude Hs and, when a comparison distance DC(tm) is greater than the theoretical measurement distance DMT, respectively than the reference distance DMR, record in the memory of the portable object a detection, by the detection device, of the passage of the Karman line by this portable object.

[0033] Dans une variante préférée de la méthode de détection, le capteur d'accélération prévu pour réaliser les mesures du vecteur d'accélération propre de la montre, et donc normalement de la fusée, est un microsystème électromécanique (MEMS) incorporé dans cette montre. [0033] In a preferred variant of the detection method, the acceleration sensor provided for carrying out measurements of the acceleration vector specific to the watch, and therefore normally of the rocket, is a microelectromechanical system (MEMS) incorporated in this watch.

[0034] Concernant l'étape A), la Figure 4 donne un exemple pour la courbe de l'accélération de mouvement nominale AN(t), pour une certaine fusée, depuis le décollage de cette fusée jusqu'au-delà de la ligne de Karman définie par l'altitude donnée HD. On notera que la fourniture de l'accélération AN(t) peut consister à fournir au moins une pluralité de valeurs prédéfinies de cette accélération AN(t) pour une pluralité de temps successifs, notamment périodiques, depuis le décollage au moins jusqu'au passage de l'altitude donnée. On notera encore que l'accélération de mouvement théorique AN(t) peut être momentanément négative, c'est-à-dire que la vitesse de la fusée peut momentanément diminuer, comme montré sur le graphe de la Figure 4. Ainsi, l'accélération de mouvement nominale est fournie avec son signe mathématique et doit être introduite avec ce signe mathématique dans la formule donnée à l'étape D). [0034] Concerning step A), Figure 4 gives an example for the curve of the nominal motion acceleration AN(t), for a certain rocket, from the takeoff of this rocket to beyond the Karman line defined by the given altitude HD. It will be noted that the provision of the acceleration AN(t) may consist in providing at least a plurality of predefined values of this acceleration AN(t) for a plurality of successive times, in particular periodic, from the takeoff at least until the passage of the given altitude. It will also be noted that the theoretical motion acceleration AN(t) may be momentarily negative, that is to say that the speed of the rocket may momentarily decrease, as shown on the graph of Figure 4. Thus, the nominal motion acceleration is provided with its mathematical sign and must be introduced with this mathematical sign in the formula given in step D).

[0035] Dans une variante, la fourniture de l'accélération AN(t) est effectuée via la fourniture de la distance parcourue théorique LFT(t) de la fusée au cours du temps, au moins pour une pluralité de temps successifs, notamment périodiques, depuis le décollage au moins jusqu'au passage de l'altitude donnée HD. Ensuite, l'accélération AN(t) est déterminée, mathématiquement et/ou numériquement, de la distance théorique LFT(t) parcourue par la fusée en fonction du temps, via une double dérivée de cette distance théorique. Dans une autre variante, la fourniture de l'accélération AN(t) est effectuée via la fourniture de l'altitude théorique HFT(t) de la fusée au cours du temps, au moins pour une pluralité de temps successifs, notamment périodiques, et d'une trajectoire théorique z = TFT(x) de la fusée dans l'espace, depuis son point de départ au moins jusqu'au passage de l'altitude donnée (par simplification dans un plan vertical X-Z, z étant une variable correspondant à l'altitude et x une variable correspondant à une distance horizontale depuis le point de départ de la fusée). L'accélération de mouvement nominale AN(t) est ensuite déterminée, mathématiquement et/ou numériquement, de l'altitude théorique HFT(t) de la fusée et de la trajectoire théorique TFT(x) suivie par cette fusée dans l'espace, ces deux fonctions permettant d'obtenir la distance théorique LFT(t) susmentionnée. [0035] In a variant, the provision of the acceleration AN(t) is carried out via the provision of the theoretical distance traveled LFT(t) of the rocket over time, at least for a plurality of successive times, in particular periodic times, from take-off at least until passing the given altitude HD. Then, the acceleration AN(t) is determined, mathematically and/or numerically, from the theoretical distance LFT(t) traveled by the rocket as a function of time, via a double derivative of this theoretical distance. In another variant, the provision of the acceleration AN(t) is carried out via the provision of the theoretical altitude HFT(t) of the rocket over time, at least for a plurality of successive times, in particular periodic, and of a theoretical trajectory z = TFT(x) of the rocket in space, from its starting point at least until passing the given altitude (by simplification in a vertical plane X-Z, z being a variable corresponding to the altitude and x a variable corresponding to a horizontal distance from the starting point of the rocket). The nominal motion acceleration AN(t) is then determined, mathematically and/or numerically, from the theoretical altitude HFT(t) of the rocket and from the theoretical trajectory TFT(x) followed by this rocket in space, these two functions making it possible to obtain the aforementioned theoretical distance LFT(t).

[0036] Concernant l'étape B) de la méthode de détection, la Figure 5 donne un exemple pour la courbe de l'angle d'inclinaison théorique θT(t) de la fusée concernée en fonction du temps. La Figure 5 donne également une courbe θM(t) d'un angle d'inclinaison mesuré au cours du temps lors d'un vol spatial d'une fusée d'un certain type. On voit qu'une approximation linéaire, depuis un temps TBà partir duquel la fusée commence à s'incliner, est ici relativement précise. Jusqu'au temps TB, la fusée suit une direction verticale de sorte que l'angle d'inclinaison théorique θT(t) vaut 90° entre le temps zéro et le temps TB. On notera que la fourniture de l'angle d'inclinaison théorique θT(t) peut consister à fournir au moins une pluralité de valeurs prédéfinies de cet angle d'inclinaison théorique θT(t) pour une pluralité de temps successifs, notamment périodiques, depuis le décollage de la fusée au moins jusqu'au passage de l'altitude donnée. [0036] Concerning step B) of the detection method, Figure 5 gives an example for the curve of the theoretical inclination angle θT(t) of the rocket concerned as a function of time. Figure 5 also gives a curve θM(t) of an inclination angle measured over time during a space flight of a rocket of a certain type. It can be seen that a linear approximation, from a time TB from which the rocket begins to tilt, is relatively accurate here. Up to time TB, the rocket follows a vertical direction so that the theoretical inclination angle θT(t) is 90° between time zero and time TB. It will be noted that the provision of the theoretical inclination angle θT(t) may consist of providing at least a plurality of predefined values of this theoretical inclination angle θT(t) for a plurality of successive times, in particular periodic times, from the take-off of the rocket at least until the passage of the given altitude.

[0037] La Figure 2 représente un exemple d'une trajectoire z = TF(x) de la fusée 22 (interrompue sur cette figure pour des questions d'échelle). On remarquera que les exemples donnés aux figures ne limitent nullement les courbes théoriques envisageables, lesquelles sont en général spécifiques pour chaque type de fusée (type de lanceur notamment pour une navette spatiale). L'angle d'inclinaison θ(t), à un instant t, entre la direction de la fusée au temps t et un plan horizontal est défini par la tangente à la trajectoire z = TF(x) de la fusée à sa position spatiale PS(t), la variable x étant une fonction du temps. Ainsi, la fonction tangente de l'angle θ(t) est égale à la dérivée de la trajectoire TF(x) par rapport à la distance horizontale x à la position spatiale PS(t) de la fusée. On a ainsi la relation mathématique tan θ (t) = dTF(x)/dx avec x = EH(t), EH(t) étant l'éloignement horizontal de la fusée depuis le point de départ en fonction du temps. De même, soit TFT(x) la trajectoire théorique de la fusée du type donné et θT(t) l'angle d'inclinaison théorique de cette fusée au temps t, l'angle d'inclinaison théorique θT(t) peut être déterminé, par des moyens mathématiques et/ou numériques, par la trajectoire théorique z = TFT(x) via la relation mathématique susmentionnée tanθT(t) = dTFT(x)/dx avec x = EHT(t), EHT(t) étant l'éloignement horizontal théorique de la fusée depuis un point de départ en fonction du temps. A noter que la fonction EHT(t) peut être déterminée, mathématiquement et/ou numériquement, sur la base de la trajectoire théorique TFT(x) et de l'accélération de mouvement nominale AN(t) ou de l'altitude théorique HFT(t) de la fusée en fonction du temps. Ainsi, dans une variante, la fourniture de l'angle d'inclinaison théorique θT(t), à l'étape B) de la méthode de détection, est effectuée via la fourniture de la trajectoire théorique TFT(x) de la fusée dans l'espace et l'éloignement horizontal théorique EHT(t) de cette fusée, cet éloignement horizontal théorique EHT(t) pouvant être notamment déterminé mathématiquement et/ou numériquement sur la base de l'accélération de mouvement nominal AN(t) et de la trajectoire théorique z = TFT(x) ou alternativement de cette trajectoire théorique et de l'altitude théorique HFT(t) de la fusée en fonction du temps. [0037] Figure 2 shows an example of a trajectory z = TF(x) of the rocket 22 (interrupted in this figure for reasons of scale). It will be noted that the examples given in the figures in no way limit the theoretical curves that can be envisaged, which are generally specific for each type of rocket (type of launcher in particular for a space shuttle). The angle of inclination θ(t), at an instant t, between the direction of the rocket at time t and a horizontal plane is defined by the tangent to the trajectory z = TF(x) of the rocket at its spatial position PS(t), the variable x being a function of time. Thus, the tangent function of the angle θ(t) is equal to the derivative of the trajectory TF(x) with respect to the horizontal distance x at the spatial position PS(t) of the rocket. We thus have the mathematical relation tan θ (t) = dTF(x)/dx with x = EH(t), EH(t) being the horizontal distance of the rocket from the starting point as a function of time. Similarly, let TFT(x) be the theoretical trajectory of the rocket of the given type and θT(t) the theoretical angle of inclination of this rocket at time t, the theoretical angle of inclination θT(t) can be determined, by mathematical and/or numerical means, by the theoretical trajectory z = TFT(x) via the aforementioned mathematical relation tanθT(t) = dTFT(x)/dx with x = EHT(t), EHT(t) being the theoretical horizontal distance of the rocket from a starting point as a function of time. It should be noted that the function EHT(t) can be determined, mathematically and/or numerically, on the basis of the theoretical trajectory TFT(x) and the nominal motion acceleration AN(t) or the theoretical altitude HFT(t) of the rocket as a function of time. Thus, in a variant, the provision of the theoretical inclination angle θT(t), in step B) of the detection method, is carried out via the provision of the theoretical trajectory TFT(x) of the rocket in space and the theoretical horizontal distance EHT(t) of this rocket, this theoretical horizontal distance EHT(t) being able to be determined in particular mathematically and/or numerically on the basis of the nominal motion acceleration AN(t) and the theoretical trajectory z = TFT(x) or alternatively of this theoretical trajectory and the theoretical altitude HFT(t) of the rocket as a function of time.

[0038] Concernant l'étape C) relative à la durée de vol théorique TK, il est possible dans une variante simplifiée de l'estimer sur la base d'au moins un vol spatial antérieur avec une fusée du type concerné. Dans une variante avantageuse ne nécessitant pas de vols antérieurs, il est prévu de déterminer la durée de vol théorique TKpar des moyens mathématiques et numériques en se basant sur l'accélération de mouvement nominale AN(t) et l'angle d'inclinaison théorique θT(t) de la fusée. A cet effet, on peut effectuer la démarche suivante en définissant une distance théorique LT(t) parcourue par la fusée en fonction du temps. On peut établir la relation mathématique entre l'altitude théorique HFT(t) de la fusée en vol et la distance théorique LT(t) parcourue par cette fusée. Une variation infinitésimale / élémentaire de l'altitude théorique dHFT(t) = dLT(t) · sin θT(t) où dHFT(t) est une variation infinitésimale / élémentaire de la distance théorique parcourue. D'autre part, la variation dLT(t) = VN(t)·dt où VN(t) est la vitesse nominale de la fusée au temps t et dt est une variation infinitésimale / élémentaire du temps. La vitesse nominale VN(t) peut être déterminée de manière mathématique et/ou numérique sur la base de l'accélération de mouvement nominale AN(t), étant donné que la vitesse est égale à l'intégrale de l'accélération sur le temps. On peut donc définir la variation infinitésimale / élémentaire dHFT(t) de l'altitude théorique HFT(t), sur la base des relations mathématiques données ci-avant, en fonction de variables données (nominales / théoriques). On obtient : [0038] Concerning step C) relating to the theoretical flight duration TK, it is possible in a simplified variant to estimate it on the basis of at least one previous space flight with a rocket of the type concerned. In an advantageous variant not requiring previous flights, it is provided to determine the theoretical flight duration TK by mathematical and numerical means based on the nominal motion acceleration AN(t) and the theoretical angle of inclination θT(t) of the rocket. For this purpose, the following approach can be carried out by defining a theoretical distance LT(t) traveled by the rocket as a function of time. The mathematical relationship between the theoretical altitude HFT(t) of the rocket in flight and the theoretical distance LT(t) traveled by this rocket can be established. An infinitesimal / elementary variation of the theoretical altitude dHFT(t) = dLT(t) sin θT(t) where dHFT(t) is an infinitesimal / elementary variation of the theoretical distance traveled. On the other hand, the variation dLT(t) = VN(t) dt where VN(t) is the nominal speed of the rocket at time t and dt is an infinitesimal / elementary variation of time. The nominal speed VN(t) can be determined mathematically and/or numerically on the basis of the nominal acceleration of motion AN(t), given that the speed is equal to the integral of the acceleration over time. We can therefore define the infinitesimal / elementary variation dHFT(t) of the theoretical altitude HFT(t), on the basis of the mathematical relations given above, as a function of given variables (nominal / theoretical). We obtain:

[0039] L'altitude théorique HFT(t) est égale à l'intégrale sur le temps de dHFT(t) effectuée par des moyens mathématiques et/ou numériques. Pour déterminer la durée de vol théorique TK, on résout l'équation HFT(T) = HD, HDétant l'altitude donnée et T étant la variable. [0039] The theoretical altitude HFT(t) is equal to the integral over time of dHFT(t) performed by mathematical and/or numerical means. To determine the theoretical flight duration TK, the equation HFT(T) = HD is solved, HD being the given altitude and T being the variable.

[0040] La Figure 6 donne un exemple pour la courbe de l'altitude théorique HFT(t) en fonction du temps sur la base de la courbe de l'accélération de mouvement nominale AN(t) donnée à la Figure 4 et de la courbe de l'angle d'inclinaison théorique θT(t) donnée à la Figure 5. [0040] Figure 6 gives an example for the curve of the theoretical altitude HFT(t) as a function of time based on the curve of the nominal motion acceleration AN(t) given in Figure 4 and the curve of the theoretical inclination angle θT(t) given in Figure 5.

[0041] Les étapes D) et E) de la méthode de détection sont remarquables par le fait qu'elles sont conçues pour permettre de déterminer précisément une distance de mesure théorique DMTcorrespondant à une valeur de référence prédéterminée à laquelle peut être comparée une distance de comparaison calculée ensuite précisément dans l'unité électronique de la montre, selon un mode de réalisation principal de l'invention, sur la base des mesures d'accélération propre, fournies par le capteur d'accélération agencé dans la montre, lors d'un vol spatial avec une fusée dans laquelle cette montre est embarquée. Dans ce mode de réalisation principal de la montre, il est prévu que le dispositif de détection autonome n'utilise comme moyens de mesure qu'un capteur d'accélération agencé pour pouvoir mesurer des vecteurs de l'accélération propre subie par la montre. La méthode prévoit de déterminer au préalable, c'est-à-dire dans une étape préliminaire qui précède le vol spatial concerné, une distance de mesure théorique DMTqui est une distance théorique fictive par le fait qu'elle ne correspond pas à une distance parcourue théoriquement par la fusée entre le sol et la ligne de Karman, mais à une distance théorique qui résulte du fait qu'on mesure une accélération propre de la montre. De plus, étant donné les moyens de mesure limités, il est prévu de fournir une valeur de référence qui ne dépende que de la norme de l'accélération propre dont le vecteur dans un référentiel de la montre 2 est fourni par le capteur d'accélération, avantageusement corrigée de la norme de l'accélération terrestre par une soustraction de celle-ci de la norme de l'accélération propre, et de la trajectoire de la fusée. Il est donc prévu de définir un passage de la ligne de Karman sur la base de la norme de l'accélération propre de la montre et donc normalement de la fusée dans laquelle elle est embarquée, cette norme étant indépendante de l'orientation spatiale du référentiel du capteur d'accélération, comme déjà indiqué. [0041] Steps D) and E) of the detection method are remarkable in that they are designed to enable the precise determination of a theoretical measurement distance DMT corresponding to a predetermined reference value to which a comparison distance subsequently calculated precisely in the electronic unit of the watch can be compared, according to a main embodiment of the invention, on the basis of the measurements of the inherent acceleration, provided by the acceleration sensor arranged in the watch, during a space flight with a rocket in which this watch is embarked. In this main embodiment of the watch, it is provided that the autonomous detection device uses as measuring means only an acceleration sensor arranged to be able to measure vectors of the inherent acceleration undergone by the watch. The method provides for determining in advance, that is to say in a preliminary step preceding the space flight concerned, a theoretical measurement distance DMT which is a fictitious theoretical distance by the fact that it does not correspond to a distance theoretically traveled by the rocket between the ground and the Karman line, but to a theoretical distance which results from the fact that a specific acceleration of the watch is measured. Furthermore, given the limited measuring means, it is provided for providing a reference value which depends only on the standard of the specific acceleration whose vector in a reference frame of the watch 2 is provided by the acceleration sensor, advantageously corrected by the standard of the terrestrial acceleration by a subtraction of the latter from the standard of the specific acceleration, and of the trajectory of the rocket. It is therefore provided for defining a passage of the Karman line on the basis of the standard of the specific acceleration of the watch and therefore normally of the rocket in which it is embarked, this standard being independent of the spatial orientation of the reference frame of the acceleration sensor, as already indicated.

[0042] La méthode de détection prend en compte le fait que la norme du vecteur d'accélération propre, pour une accélération de mouvement donnée, varie en fonction de l'inclinaison de la fusée. En effet, cette norme diminuée de la norme de l'accélération terrestre ne donne pas l'accélération de mouvement de la montre / de la fusée lorsque la fusée n'a pas une direction verticale. Les Figures 2 et 3 exposent, pour une fusée, la relation vectorielle entre l'accélération de mouvement a*, l'accélération propre mesurée aM* et l'accélération terrestre aE*. A la position spatiale Ps (t) de la fusée au temps t d'un vol spatial correspondent un vecteur d'accélération de mouvement a(t)* et un vecteur d'accélération propre mesuré aM(t)*, le vecteur d'accélération terrestre aE* étant toujours vertical et indépendant de la position spatiale de la fusée. On remarquera que la petite accélération centripète que subit la fusée en s'inclinant progressivement n'est pas prise en compte dans la relation entre l'accélération propre, qui inclut une telle accélération centripète, et l'accélération de mouvement de la fusée, cette accélération centripète étant faible et insignifiante pour une fusée entre le sol et la ligne de Karman. La méthode de détection prévoit de calculer, dans une étape préliminaire au vol spatial, à savoir à l'étape D), une accélération propre théorique APT(t) de la fusée au cours du temps t en fonction de l'accélération de mouvement nominale AN(t) et de l'angle d'inclinaison théorique θT(t) de la fusée fournis respectivement aux étapes A) et B). Ensuite, à l'étape E), la distance de mesure théorique DMTest calculée par une double intégrale de l'accélération propre théorique APT(t), entre le temps zéro (t = 0) correspondant au décollage de la fusée et le temps TKcorrespondant à la durée de vol théorique calculée à l'étape C), ou avantageusement de cette accélération propre théorique diminuée de la norme de l'accélération terrestre AE. [0042] The detection method takes into account the fact that the norm of the proper acceleration vector, for a given acceleration of motion, varies according to the inclination of the rocket. Indeed, this norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration does not give the acceleration of motion of the watch/rocket when the rocket does not have a vertical direction. Figures 2 and 3 show, for a rocket, the vector relationship between the acceleration of motion a*, the measured proper acceleration aM* and the terrestrial acceleration aE*. At the spatial position Ps (t) of the rocket at time t of a space flight correspond a vector of acceleration of motion a(t)* and a measured proper acceleration vector aM(t)*, the terrestrial acceleration vector aE* always being vertical and independent of the spatial position of the rocket. It will be noted that the small centripetal acceleration that the rocket undergoes while gradually tilting is not taken into account in the relationship between the proper acceleration, which includes such centripetal acceleration, and the acceleration of motion of the rocket, this centripetal acceleration being small and insignificant for a rocket between the ground and the Karman line. The detection method provides for calculating, in a step preliminary to spaceflight, namely in step D), a theoretical proper acceleration APT(t) of the rocket over time t as a function of the nominal acceleration of motion AN(t) and the theoretical angle of inclination θT(t) of the rocket provided in steps A) and B respectively. Then, in step E), the theoretical measurement distance DMT is calculated by a double integral of the theoretical proper acceleration APT(t), between time zero (t = 0) corresponding to the take-off of the rocket and time TK corresponding to the theoretical flight duration calculated in step C), or advantageously of this theoretical proper acceleration reduced by the standard of the terrestrial acceleration AE.

[0043] À noter que, en l'absence d'une information indiquant qu'on parle d'un vecteur d'accélération, il est question dans ce texte descriptif soit de la valeur de l'accélération mentionnée (longueur du vecteur avec le signe mathématique donné en fonction de la direction du mouvement, ce qui ne concerne dans la présente description que l'accélération de mouvement), soit de la norme d'un vecteur d'accélération (c'est-à-dire la valeur absolue de la longueur du vecteur, comme c'est le cas pour l'accélération propre de la fusée et pour l'accélération terrestre). Plus précisément, lorsqu'on mentionne une accélération, on comprend la valeur de cette accélération, et lorsqu'on mentionne la norme d'une accélération, on comprend la norme du vecteur d'accélération correspondant, c'est-à-dire la valeur absolue de l'accélération. [0043] It should be noted that, in the absence of information indicating that an acceleration vector is being discussed, this descriptive text refers either to the value of the acceleration mentioned (length of the vector with the mathematical sign given as a function of the direction of motion, which in the present description only concerns the acceleration of motion), or to the norm of an acceleration vector (i.e. the absolute value of the length of the vector, as is the case for the rocket's own acceleration and for terrestrial acceleration). More precisely, when an acceleration is mentioned, the value of this acceleration is understood, and when the norm of an acceleration is mentioned, the norm of the corresponding acceleration vector is understood, i.e. the absolute value of the acceleration.

[0044] La distance de mesure théorique DMTdivisée par l'altitude donnée HDpour la ligne de Karman LKdéfinit dans le cadre de la méthode de détection selon l'invention, pour la fusée du type donné, un facteur de correction Fc [0044] The theoretical measuring distance DMT divided by the given altitude HD for the Karman line LK defines within the framework of the detection method according to the invention, for the rocket of the given type, a correction factor Fc

[0045] A l'étape F) est prévu un enregistrement, préalablement à un vol spatial, à savoir avant le départ de la fusée, de la distance de mesure théorique DMTet/ou du facteur de correction Fc dans la mémoire de la montre. Le facteur de correction Fc est utile pour obtenir une distance de référence DMRlorsqu'il est prévu que l'utilisateur puisse fournir à la montre une altitude sélectionnée Hs pour la ligne de Karman, le facteur de correction Fc étant, dans ce cas, multiplié par l'altitude sélectionnée Hs pour la ligne de Karman pour calculer la distance de référence DMROn notera que cette distance de référence DMRest de fait une distance théorique approximative, étant donné l'approximation linéaire qui est faîte ici à partir de la distance de mesure théorique DMT, laquelle est déterminée précisément pour l'altitude donnée HD. [0045] In step F) a recording is provided, prior to a space flight, namely before the departure of the rocket, of the theoretical measurement distance DMT and/or the correction factor Fc in the memory of the watch. The correction factor Fc is useful for obtaining a reference distance DMR when it is provided that the user can provide the watch with a selected altitude Hs for the Karman line, the correction factor Fc being, in this case, multiplied by the selected altitude Hs for the Karman line to calculate the reference distance DMR. It will be noted that this reference distance DMR is in fact an approximate theoretical distance, given the linear approximation which is made here from the theoretical measurement distance DMT, which is determined precisely for the given altitude HD.

[0046] Les étapes H) à J) de la méthode de détection concernent les étapes de détection d'un passage par la ligne de Karman lors d'un vol spatial d'une fusée du type donné au moyen de l'objet portable selon l'invention, en particulier d'une montre selon le mode de réalisation principal. Ainsi, le dispositif de détection 6 de la montre 2 mesure périodiquement, à une fréquence de mesure FM, les composantes du vecteur d'accélération propre de la montre, selon les trois axes orthogonaux du référentiel tridimensionnel défini par le capteur d'accélération, et ensuite l'unité électronique calcule, pour chaque mesure, la norme AM(tn) de ce vecteur d'accélération propre mesuré à chaque temps de mesure tn, respectivement une norme corrigée égale à la norme AM(tn) diminuée de la norme de l'accélération terrestre AE, selon que l'accélération propre théorique APT(t) a été ou non diminuée de la norme de l'accélération terrestre dans le calcul de la distance de mesure théorique DMTà l'étape E). Pour pouvoir effectuer périodiquement des mesures du vecteur d'accélération propre de la montre, cette dernière comprend une base de temps agencée pour permettre de déterminer successivement des périodes correspondant à la fréquence de mesure prévue et ainsi au dispositif de détection de commander le capteur d'accélération pour qu'il effectue les mesures périodiques prévues. [0046] Steps H) to J) of the detection method concern the steps of detecting a passage through the Karman line during a space flight of a rocket of the given type by means of the portable object according to the invention, in particular a watch according to the main embodiment. Thus, the detection device 6 of the watch 2 periodically measures, at a measurement frequency FM, the components of the watch's own acceleration vector, along the three orthogonal axes of the three-dimensional frame of reference defined by the acceleration sensor, and then the electronic unit calculates, for each measurement, the norm AM(tn) of this own acceleration vector measured at each measurement time tn, respectively a corrected norm equal to the norm AM(tn) reduced by the norm of the terrestrial acceleration AE, depending on whether or not the theoretical own acceleration APT(t) has been reduced by the norm of the terrestrial acceleration in the calculation of the theoretical measurement distance DMT in step E). In order to be able to periodically carry out measurements of the watch's own acceleration vector, the latter comprises a time base arranged to enable periods corresponding to the planned measurement frequency to be determined successively and thus for the detection device to control the acceleration sensor so that it carries out the planned periodic measurements.

[0047] Ensuite, en correspondance avec les calculs théoriques effectués dans les étapes préliminaires précédentes, l'unité électronique 12 calcule de manière numérique une double intégrale sur le temps, depuis le décollage de la fusée, de la norme de l'accélération propre AP(t) de la montre embarquée dans la fusée, respectivement de cette norme avantageusement diminuée de la norme de l'accélération terrestre. La norme de l'accélération propre AP(t) est déterminée, de manière générale, sur la base desdites normes AM(tn) des vecteurs d'accélération propre mesurés périodiquement, pour obtenir des distances de comparaison DC(tm) pour des temps tm, avec m un nombre entier positif, chaque m correspondant à un dit nombre n. Dans une variante préférée, on calcule une distance de comparaison DC(tn) pour chaque mesure intervenant aux temps tn. Finalement, chaque distance de comparaison DC(tm) est comparée, de préférence quasi en temps réel, avec la distance de mesure théorique DMTdans le cas d'une altitude donnée HD, respectivement à la distance de référence DMRdans le cas d'une altitude sélectionnée Hs. Les distances de comparaison DC(tm) sont des distances fictives, comme la distance de mesure théorique DMTet la distance de référence DMR. Lorsqu'une distance de comparaison DC(tm), pour un temps tm, est supérieure à la distance de mesure théorique DMT, respectivement à la distance de référence DMR, l'unité électronique du dispositif de détection enregistre dans la mémoire de la montre le fait que la ligne de Karman LKa été dépassée par la montre et ainsi par la fusée. Le décollage de la fusée peut être facilement détecté sur la base des normes AM(tn) de l'accélération propre mesurée périodiquement dès avant le décollage. En effet, tant que cette norme est sensiblement égale à la norme de l'accélération terrestre, l'unité électronique peut conclure que la fusée n'a pas encore décollé et déterminer un instant du décollage de la fusée par exemple lorsque la norme de l'accélération propre mesurée dépasse une certaine valeur limite donnée. Dans la variante principale avantageuse qui utilise la norme de l'accélération propre AP(t) de la montre diminuée de la norme de l'accélération terrestre AE, on remarquera qu'il est avantageusement possible de commencer le calcul de l'intégrale sur cette accélération propre corrigée de l'attraction terrestre avant le décollage de la fusée étant donné que cette valeur est théoriquement nulle et en pratique sensiblement égale à zéro. Ainsi, la valeur de l'intégrale restera sensiblement égale à zéro avant le décollage de la fusée. On notera que les mesures de l'accélération propre par le capteur d'accélération sont avantageusement filtrées de manière à éliminer un bruit parasite éventuel. [0047] Then, in correspondence with the theoretical calculations carried out in the previous preliminary steps, the electronic unit 12 digitally calculates a double integral over time, since the takeoff of the rocket, of the norm of the proper acceleration AP(t) of the watch on board the rocket, respectively of this norm advantageously reduced by the norm of the terrestrial acceleration. The norm of the proper acceleration AP(t) is determined, in general, on the basis of said norms AM(tn) of the proper acceleration vectors measured periodically, to obtain comparison distances DC(tm) for times tm, with m a positive integer, each m corresponding to a said number n. In a preferred variant, a comparison distance DC(tn) is calculated for each measurement occurring at times tn. Finally, each comparison distance DC(tm) is compared, preferably in quasi-real time, with the theoretical measuring distance DMT in the case of a given altitude HD, respectively with the reference distance DMR in the case of a selected altitude Hs. The comparison distances DC(tm) are fictitious distances, such as the theoretical measuring distance DMT and the reference distance DMR. When a comparison distance DC(tm), for a time tm, is greater than the theoretical measuring distance DMT, respectively than the reference distance DMR, the electronic unit of the detection device records in the memory of the watch the fact that the Karman line LK has been exceeded by the watch and thus by the rocket. The take-off of the rocket can be easily detected on the basis of the standards AM(tn) of the proper acceleration measured periodically already before take-off. Indeed, as long as this norm is substantially equal to the norm of the terrestrial acceleration, the electronic unit can conclude that the rocket has not yet taken off and determine a time of the rocket's takeoff, for example when the norm of the measured proper acceleration exceeds a certain given limit value. In the main advantageous variant which uses the norm of the proper acceleration AP(t) of the watch reduced by the norm of the terrestrial acceleration AE, it will be noted that it is advantageously possible to start the calculation of the integral on this proper acceleration corrected for terrestrial attraction before the rocket takes off given that this value is theoretically zero and in practice substantially equal to zero. Thus, the value of the integral will remain substantially equal to zero before the rocket takes off. It will be noted that the measurements of the proper acceleration by the acceleration sensor are advantageously filtered so as to eliminate any possible parasitic noise.

[0048] Dans un mode de mise en œuvre particulier, la méthode de détection est caractérisée en ce que l'étape de calcul de la double intégrale sur le temps dans l'unité électronique, à l'étape l), consiste à effectuer une double intégrale par incréments en définissant, après chaque mesure de l'accélération propre, une valeur constante AC(tn) pour la norme de l'accélération propre sur chaque période P entre les instants tn-1et tnde deux mesures successives, cette valeur constante étant déterminée par la norme AM(tn) ou/et la norme AM(tn-1); à calculer, pour chaque période P, une augmentation de vitesse correspondant à ladite valeur constante, respectivement à la valeur constante diminuée de la norme de l'accélération terrestre, pour ensuite déterminer une vitesse estimée VE(tn) au temps tn, et une distance élémentaire dnsur la base de la valeur constante AC(tn), respectivement de cette valeur constante diminuée de la norme de l'accélération terrestre et de la vitesse estimée VE(tn-1) au temps tn-1, et ensuite à ajouter la distance élémentaire dnà la somme des distances élémentaires d1à dn-1, obtenue suite à la mesure précédente de l'accélération propre, pour obtenir une distance de comparaison DC(tn) pour le temps tn. On remarquera que les calculs prévus dans l'unité électronique nécessitent avantageusement une relativement faible puissance de calcul. [0048] In a particular embodiment, the detection method is characterized in that the step of calculating the double integral over time in the electronic unit, in step l), consists of performing a double integral by increments by defining, after each measurement of the proper acceleration, a constant value AC(tn) for the norm of the proper acceleration over each period P between the instants tn-1 and tnd of two successive measurements, this constant value being determined by the norm AM(tn) and/or the norm AM(tn-1); to calculate, for each period P, an increase in speed corresponding to said constant value, respectively to the constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration, to then determine an estimated speed VE(tn) at time tn, and an elementary distance dn on the basis of the constant value AC(tn), respectively of this constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration and of the estimated speed VE(tn-1) at time tn-1, and then to add the elementary distance dn to the sum of the elementary distances d1 to dn-1, obtained following the previous measurement of the proper acceleration, to obtain a comparison distance DC(tn) for time tn. It will be noted that the calculations provided in the electronic unit advantageously require relatively low computing power.

[0049] Dans une variante dans laquelle il est prévu qu'un utilisateur puisse sélectionner une altitude sélectionnée Hs pour la limite de Karman LK, cette sélection est indirecte, à savoir qu'il est prévu que l'utilisateur puisse sélectionner, via des organes de commande dont est muni la montre, un angle d'inclinaison de la fusée qui est prévu pour le passage de la ligne de Karman par cette fusée. La sélection de l'angle d'inclinaison peut consister à introduire une valeur quelconque en fonction de données pour le vol spatial concerné ou à sélectionner, dans une liste pouvant être affichée successivement par la montre, une valeur spécifique parmi une pluralité de valeurs proposées. Cette sélection, comme dans le cas où il est prévu de fournir directement une altitude sélectionnée Hs, est effectuée avant le vol spatial concerné avec la fusée du type donné. L'altitude sélectionnée Hs est déterminée en fonction de l'angle d'inclinaison sélectionné, l'unité électronique 12 étant agencée pour pouvoir convertir l'angle d'inclinaison fourni en une altitude sélectionnée Hs correspondante. [0049] In a variant in which it is provided that a user can select a selected altitude Hs for the Karman limit LK, this selection is indirect, namely that it is provided that the user can select, via control members provided on the watch, an angle of inclination of the rocket which is provided for the passage of the Karman line by this rocket. The selection of the angle of inclination can consist in entering any value as a function of data for the space flight concerned or in selecting, from a list which can be displayed successively by the watch, a specific value from a plurality of proposed values. This selection, as in the case where it is provided to provide a selected altitude Hs directly, is carried out before the space flight concerned with the rocket of the given type. The selected altitude Hs is determined as a function of the selected angle of inclination, the electronic unit 12 being arranged to be able to convert the angle of inclination provided into a corresponding selected altitude Hs.

[0050] Selon un mode de mise en œuvre perfectionné, la méthode de détection selon l'invention est caractérisée en ce que la distance de mesure théorique DMTest déterminée pour chaque altitude donnée d'une pluralité d'altitudes données distinctes HDj, j = 1 à J, pouvant être sélectionnées par un utilisateur de la montre, chaque distance de mesure théorique DMT jet/ou chaque facteur de correction FCjcorrespondant étant enregistré dans la mémoire 4 de la montre pour permettre la sélection d'une des distances de mesure théoriques DMT jou d'un des facteurs de correction FCj, directement ou via la sélection d'une altitude Hs pour la limite de Karman. On remarquera que ce mode perfectionné est avantageux dans le cas d'une plage étendue pour l'altitude Hs sélectionnable pour la ligne de Karman LK, par exemple entre 80 km et 110 km. Dans ce cas, la pluralité d'altitudes prédéterminées comprend par exemple la valeur 85 km pour une première partie de la plage d'altitudes sélectionnables entre 80 km et 90 km, la valeur 95 km pour une deuxième partie de la plage d'altitudes sélectionnables entre 90 km et 100 km, et la valeur 105 km pour une troisième et dernière partie de la plage d'altitudes sélectionnables entre 100 km et 110 km. La pluralité de distances de mesure théoriques DMTjet/ou de facteurs de correction FCjrespectifs sont donc déterminés au préalable et introduits dans la mémoire 4 de la montre. Chaque facteur de correction est ainsi utilisé pour fournir une distance de référence spécifique pour seulement une partie de la plage d'altitudes sélectionnables, via une approximation linéaire basée sur une distance de mesure théorique pour une altitude donnée située sensiblement au milieu de la partie concernée de ladite plage. [0050] According to an improved embodiment, the detection method according to the invention is characterized in that the theoretical measurement distance DMT is determined for each given altitude of a plurality of distinct given altitudes HDj, j = 1 to J, which can be selected by a user of the watch, each theoretical measurement distance DMT and/or each corresponding correction factor FCj being recorded in the memory 4 of the watch to allow the selection of one of the theoretical measurement distances DMT or one of the correction factors FCj, directly or via the selection of an altitude Hs for the Karman limit. It will be noted that this improved mode is advantageous in the case of an extended range for the altitude Hs selectable for the Karman line LK, for example between 80 km and 110 km. In this case, the plurality of predetermined altitudes comprises for example the value 85 km for a first part of the selectable altitude range between 80 km and 90 km, the value 95 km for a second part of the selectable altitude range between 90 km and 100 km, and the value 105 km for a third and last part of the selectable altitude range between 100 km and 110 km. The plurality of theoretical measuring distances DMTjet/or respective correction factors FCj are thus determined beforehand and entered into the memory 4 of the watch. Each correction factor is thus used to provide a specific reference distance for only a part of the selectable altitude range, via a linear approximation based on a theoretical measuring distance for a given altitude located substantially in the middle of the relevant part of said range.

[0051] On décrira encore ci-après un mode de réalisation principal de la montre selon l'invention permettant de mettre en œuvre la méthode de détection selon l'invention. [0051] A main embodiment of the watch according to the invention making it possible to implement the detection method according to the invention will also be described below.

[0052] La montre 2 selon le mode de réalisation principal est caractérisée par le fait que le dispositif de détection 6 est agencé pour pouvoir mesurer périodiquement, à une fréquence de mesure FM, les composantes d'un vecteur d'accélération propre de la montre selon les trois axes orthogonaux du référentiel tridimensionnel 10 défini par le capteur d'accélération 8 et lié à la montre, c'est-à-dire de mesurer un vecteur d'accélération propre au moyen du dispositif de détection dans un référentiel de la montre, ce vecteur d'accélération propre étant égal à une somme vectorielle des forces que subit cette montre, excepté la force de gravité, divisée par sa masse. On notera qu'un tel vecteur d'accélération propre peut être fourni par un capteur d'accélération formé par un microsystème électromécanique (MEMS), lequel est prévu dans une variante préférée. Ensuite, le dispositif de détection 6 est agencé pour pouvoir calculer dans l'unité électronique 12, pour chaque mesure, la norme AM(tn) du vecteur d'accélération propre mesurée par le capteur d'accélération 8 ou une norme corrigée égale à la norme AM(tn) moins la norme de l'accélération terrestre AE, tnétant égal à n·P où n est un nombre de mesures effectuées au moins depuis le décollage de la fusée, incrémenté d'une unité à chaque mesure successive, et P est la période temporelle définie par la fréquence de mesure. [0052] The watch 2 according to the main embodiment is characterized in that the detection device 6 is arranged to be able to measure periodically, at a measurement frequency FM, the components of a specific acceleration vector of the watch along the three orthogonal axes of the three-dimensional frame of reference 10 defined by the acceleration sensor 8 and linked to the watch, that is to say to measure a specific acceleration vector by means of the detection device in a frame of reference of the watch, this specific acceleration vector being equal to a vector sum of the forces that this watch undergoes, except the force of gravity, divided by its mass. It will be noted that such a specific acceleration vector can be provided by an acceleration sensor formed by a microelectromechanical system (MEMS), which is provided in a preferred variant. Then, the detection device 6 is arranged to be able to calculate in the electronic unit 12, for each measurement, the norm AM(tn) of the proper acceleration vector measured by the acceleration sensor 8 or a corrected norm equal to the norm AM(tn) minus the norm of the terrestrial acceleration AE, tn being equal to n P where n is a number of measurements carried out at least since the take-off of the rocket, incremented by one unit for each successive measurement, and P is the time period defined by the measurement frequency.

[0053] L'unité électronique 12 est agencée pour pouvoir encore calculer, de manière numérique, une double intégrale sur le temps, au moins depuis le décollage de la fusée, de l'accélération propre AP(t), c'est-à-dire de la norme AP(t) du vecteur d'accélération propre, de la montre et donc aussi de la fusée (on considère que la montre subit peu ou pas d'accélération de la part de son utilisateur autre que celle engendrée par la fusée sur la montre), respectivement de cette accélération propre / norme diminuée de la norme de l'accélération terrestre, l'accélération propre AP(t) étant déterminée sur la base desdites normes AM(tn) des vecteurs d'accélération propre mesurés périodiquement, pour obtenir des distances de comparaison DC(tm) pour des temps tm, avec m un nombre entier positif, chaque m correspondant à un dit nombre n. Ensuite, le dispositif de détection 6 est agencé pour pouvoir comparer chaque distance de comparaison DC(tm) et une valeur de référence prédéterminée, en mémoire, ou une valeur de référence calculée, obtenue pour une altitude sélectionnée Hs via un facteur de correction Fc, ces valeurs et ce facteur de correction ayant été définis précédemment dans le cadre du mode de réalisation général de la montre, et ainsi détecter si la distance de comparaison DC(tm) est supérieure à cette valeur de référence prédéterminée ou à cette valeur de référence. [0053] The electronic unit 12 is arranged to be able to further calculate, digitally, a double integral over time, at least since the take-off of the rocket, of the proper acceleration AP(t), i.e. of the norm AP(t) of the proper acceleration vector, of the watch and therefore also of the rocket (it is considered that the watch undergoes little or no acceleration from its user other than that generated by the rocket on the watch), respectively of this proper acceleration / norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, the proper acceleration AP(t) being determined on the basis of said norms AM(tn) of the proper acceleration vectors measured periodically, to obtain comparison distances DC(tm) for times tm, with m a positive integer, each m corresponding to a said number n. Then, the detection device 6 is arranged to be able to compare each comparison distance DC(tm) and a predetermined reference value, in memory, or a calculated reference value, obtained for a selected altitude Hs via a correction factor Fc, these values and this correction factor having been defined previously within the framework of the general embodiment of the watch, and thus detect whether the comparison distance DC(tm) is greater than this predetermined reference value or this reference value.

[0054] Selon une variante avantageuse, le calcul de la double intégrale sur le temps, effectuée dans l'unité électronique 12, consiste à effectuer une double intégrale par incréments en définissant, après chaque mesure de l'accélération propre, une valeur constante AC(tn) pour la norme du vecteur d'accélération propre sur chaque période P entre les instants tn-1et tn, cette valeur constante étant déterminée par la norme AM(tn) ou/et la norme AM(tn-1), à calculer, pour chaque période P, une augmentation de vitesse correspondant à ladite valeur constante, respectivement à la valeur constante diminuée de la norme de l'accélération terrestre, pour ensuite déterminer une vitesse estimée VE(tn) au temps tn, et une distance élémentaire dnsur la base de la valeur constante AC(tn), respectivement de cette valeur constante diminuée de la norme de l'accélération terrestre et de la vitesse estimée VE(tn-1) au temps tn-1, et ensuite à ajouter la distance élémentaire dnà la somme des distances élémentaires d1à dn-1, obtenue suite à la mesure précédente de l'accélération propre, pour obtenir une distance de comparaison DC(tn) pour le temps tn. [0054] According to an advantageous variant, the calculation of the double integral over time, carried out in the electronic unit 12, consists in carrying out a double integral by increments by defining, after each measurement of the proper acceleration, a constant value AC(tn) for the norm of the proper acceleration vector over each period P between the instants tn-1 and tn, this constant value being determined by the norm AM(tn) and/or the norm AM(tn-1), in calculating, for each period P, an increase in speed corresponding to said constant value, respectively to the constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration, in order to then determine an estimated speed VE(tn) at time tn, and an elementary distance dn on the basis of the constant value AC(tn), respectively of this constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration and of the estimated speed VE(tn-1) at time tn-1, and then in adding the elementary distance dn to the sum of the elementary distances d1 to dn-1, obtained following the previous measurement of the proper acceleration, to obtain a comparison distance DC(tn) for time tn.

[0055] Dans une variante particulière, la montre comprend des moyens visuels et/ou vibratoires (un vibreur), et/ou éventuellement sonores, agencés pour pouvoir indiquer un dépassement de la ligne de Karman par la montre dès que le dispositif de détection a détecté un passage de la ligne de Karman par cette montre. Si la puissance de calcul dans la montre est suffisante pour calculer la distance de comparaison DC(tn) directement après chaque mesure du vecteur de l'accélération propre de la montre au temps tn, on a alors une détection du passage de la ligne de Karman quasi en temps réel par cette montre et donc par la fusée. [0055] In a particular variant, the watch comprises visual and/or vibratory means (a vibrator), and/or possibly audible means, arranged to be able to indicate an overshoot of the Karman line by the watch as soon as the detection device has detected a passage of the Karman line by this watch. If the computing power in the watch is sufficient to calculate the comparison distance DC(tn) directly after each measurement of the vector of the acceleration proper to the watch at time tn, there is then a detection of the passage of the Karman line almost in real time by this watch and therefore by the rocket.

[0056] Dans une variante générale, la montre est agencée pour pouvoir enregistrer au moins un premier passage de la ligne de Karman par cette montre, de préférence chaque passage de la ligne de Karman par la montre. De plus, elle comprend des moyens d'affichage 30 agencés pour pouvoir indiquer automatiquement et/ou sur commande si la ligne de Karman a été dépassée par la montre et, de préférence, indiquer un nombre de fois que cet événement a eu lieu. [0056] In a general variant, the watch is arranged to be able to record at least a first passage of the Karman line by this watch, preferably each passage of the Karman line by the watch. In addition, it comprises display means 30 arranged to be able to indicate automatically and/or on command whether the Karman line has been exceeded by the watch and, preferably, to indicate a number of times that this event has occurred.

[0057] Selon une variante préférée, la montre est agencée pour pouvoir enregistrer de manière permanente dans la mémoire 4 une détection d'un passage de la ligne de Karman par cette montre, cet enregistrement étant réalisé dans une partie protégée 4a de la mémoire, de manière qu'un utilisateur de la montre ne peut pas programmer cette partie protégée. [0057] According to a preferred variant, the watch is arranged to be able to permanently record in the memory 4 a detection of a passage of the Karman line by this watch, this recording being carried out in a protected part 4a of the memory, so that a user of the watch cannot program this protected part.

[0058] Les Figures 7A à 7D représentent divers messages donnés par la montre 2, via l'affichage digital 30, lors d'un vol spatial. En pressant longuement sur le poussoir 16, l'utilisateur installé dans la fusée active le mode de détection du passage de la ligne de Karman par la montre. La montre affiche alors 'KARMAN DET READY' (Figure 7A), c'est-à-dire que le dispositif de détection 6 est prêt pour une détection du passage de la ligne de Karman par la montre 2, respectivement par la fusée. Ensuite, le dispositif de détection est capable de déterminer, sur la base des mesures de l'accélération propre de la montre, lorsque la fusée décolle. A ce moment l'affichage digital indique `KARMAN ON TK OFF' (Figure 7B), c'est-à-dire que le dispositif de détection est actif et que la fusée décolle. Ensuite, l'affichage digital indique le temps écoulé depuis le décollage, par exemple 125 secondes à un moment donné en affichant 'FLIGHT TM 125' (Figure 7C). Finalement, dès que la montre a détecté le passage de la ligne de Karman et donc l'entrée dans l'espace proprement dit, la montre affiche le message 'U ARE IN SPACE' (Figure 7D, 'U' étant une abréviation de 'YOU'), c'est-à-dire que l'astronaute est arrivé avec la fusée dans l'espace. [0058] Figures 7A to 7D show various messages given by the watch 2, via the digital display 30, during a space flight. By pressing and holding the pusher 16, the user installed in the rocket activates the mode for detecting the passage of the Karman line by the watch. The watch then displays 'KARMAN DET READY' (Figure 7A), i.e. the detection device 6 is ready for detection of the passage of the Karman line by the watch 2, respectively by the rocket. Then, the detection device is capable of determining, on the basis of the measurements of the watch's own acceleration, when the rocket takes off. At this time the digital display indicates `KARMAN ON TK OFF' (Figure 7B), i.e. the detection device is active and the rocket takes off. Then, the digital display indicates the time elapsed since takeoff, for example 125 seconds at one point by displaying 'FLIGHT TM 125' (Figure 7C). Finally, as soon as the watch has detected the passage of the Karman line and therefore the entry into space itself, the watch displays the message 'U ARE IN SPACE' (Figure 7D, 'U' being an abbreviation of 'YOU'), that is to say that the astronaut has arrived with the rocket in space.

[0059] Les Figures 8A et 8B donnent un exemple de messages pouvant être affichés par la montre notamment en dehors d'au moins une mission spatiale à laquelle la montre a participé comme instrument de détection du passage de la ligne de Karman pour l'astronaute qui la porte. En pressant simultanément sur les deux poussoirs 16 et 17, la montre affiche sur la base de données enregistrées dans sa mémoire, de préférence dans la partie protégée 4a formée par une mémoire non volatile pouvant être écrite une seule fois (mémoire 'OTP', acronyme de l'expression anglaise 'One-Time-Programmable'), le message 'WORN IN SPACE' (Figure 8A), c'est-à-dire que la montre a été portée dans l'espace et a donc dépassé la ligne de Karman. De préférence, par une pression ultérieure sur le poussoir 17, la montre indique ensuite un nombre de fois que la montre est entrée dans l'espace par le message 'KARMAN DET NB' et ledit nombre (soit 2 dans l'exemple donné à la Figure 8B). [0059] Figures 8A and 8B give an example of messages that can be displayed by the watch, in particular outside of at least one space mission in which the watch has participated as an instrument for detecting the passage of the Karman line for the astronaut wearing it. By simultaneously pressing the two pushers 16 and 17, the watch displays on the basis of data recorded in its memory, preferably in the protected part 4a formed by a non-volatile memory that can be written only once ('OTP' memory, acronym for the English expression 'One-Time-Programmable'), the message 'WORN IN SPACE' (Figure 8A), that is to say that the watch has been worn in space and has therefore passed the Karman line. Preferably, by a subsequent press on the pusher 17, the watch then indicates a number of times that the watch has entered the space by the message 'KARMAN DET NB' and said number (i.e. 2 in the example given in Figure 8B).

[0060] On a décrit précédemment que la montre peut être agencée pour permettre l'introduction de divers paramètres et/ou variables sélectionnables, notamment une altitude pour la limite de Karman ou un angle d'inclinaison de la fusée prévu au moment de cet événement. L'introduction de ces données peut se faire notamment via un écran tactile formé au niveau du verre de la montre ou/et via un défilement de nombres croissant sur une partie de l'affichage digital 30 et un bouton poussoir permettant de stopper le défilement sur la valeur prévue ou d'effectuer un tel défilement. On peut alternativement utiliser à cet effet les aiguilles de l'affichage analogique 34. [0060] It has been described above that the watch can be arranged to allow the introduction of various selectable parameters and/or variables, in particular an altitude for the Karman limit or an angle of inclination of the rocket expected at the time of this event. The introduction of this data can be done in particular via a touch screen formed at the level of the glass of the watch and/or via a scrolling of increasing numbers on a part of the digital display 30 and a push button making it possible to stop the scrolling on the expected value or to carry out such a scrolling. Alternatively, the hands of the analog display 34 can be used for this purpose.

[0061] On remarquera que la distance de mesure théorique DMT, définissant une valeur de référence prédéterminée, et le facteur de correction Fc correspondant qui permet de déterminer une valeur de référence calculée, concernent un type donné de fusée (aussi nommé 'type de lanceur') comme indiqué précédemment. Dans un mode de réalisation perfectionné, il est prévu d'introduire les distances de mesure théorique DMTou/et les coefficients de correction correspondants dans la mémoire 4 de la montre pour plusieurs types de fusée. Dans ce cas, la montre comprend des moyens permettant de sélectionner, avant un vol spatial, quel est le type de fusée concerné par la détection prévue du passage de la ligne de Karman. Ces moyens de sélection peuvent notamment utiliser une liste donnant les divers types de fusée qui ont été envisagés pour l'application de détection dans la montre, cette liste pouvant être consultée via un défilement des divers types de fusée prévus aux moyens d'un organe de commande de la montre et d'une sélection effectuée via un autre organe de commande. [0061] It will be noted that the theoretical measurement distance DMT, defining a predetermined reference value, and the corresponding correction factor Fc which makes it possible to determine a calculated reference value, relate to a given type of rocket (also called 'launch type') as indicated above. In an improved embodiment, provision is made to introduce the theoretical measurement distances DMTou/and the corresponding correction coefficients into the memory 4 of the watch for several types of rocket. In this case, the watch comprises means making it possible to select, before a space flight, which type of rocket is concerned by the planned detection of the passage of the Karman line. These selection means can in particular use a list giving the various types of rocket which have been envisaged for the detection application in the watch, this list being able to be consulted by scrolling through the various types of rocket provided by means of a control member of the watch and a selection made via another control member.

[0062] Finalement, on notera que chaque distance de mesure théorique DMTet chaque facteur de correction Fc correspondant est relative à une altitude donnée HD. Cette altitude donnée peut être soit une altitude mesurée depuis le niveau de la mer, c'est-à-dire indépendante du lieu de lancement de la fusée, soit une altitude mesurée depuis un lieu de lancement spécifique. [0062] Finally, it will be noted that each theoretical measurement distance DMT and each corresponding correction factor Fc is relative to a given altitude HD. This given altitude can be either an altitude measured from sea level, i.e. independent of the rocket launch location, or an altitude measured from a specific launch location.

[0063] Dans une variante sophistiquée, on peut prévoir que le lieu de lancement puisse aussi être sélectionné par un utilisateur avant un vol spatial via les organes de commande et les moyens d'affichage de la montre. A chaque lieu de lancement correspond / correspondent alors une ou plusieurs distances de mesure théorique et un ou plusieurs facteurs de correction correspondants. Dans ce cas, une altitude sélectionnée Hs par un utilisateur sera une altitude depuis le niveau de la mer. On comprend qu'il est avantageux, car plus simple tout en restant précis, d'utiliser des altitudes mesurées depuis un lieu de lancement quelconque, c'est-à-dire des hauteurs mesurées depuis le sol au point de départ de la fusée, ceci aussi bien pour les altitudes données HD, qui servent à déterminer au préalable une ou plusieurs valeurs de référence, que pour les altitudes Hs sélectionnées par un utilisateur. [0063] In a sophisticated variant, it can be provided that the launch location can also be selected by a user before a space flight via the control organs and the display means of the watch. Each launch location then corresponds to one or more theoretical measurement distances and one or more corresponding correction factors. In this case, an altitude selected Hs by a user will be an altitude from sea level. It is understood that it is advantageous, because simpler while remaining precise, to use altitudes measured from any launch location, that is to say heights measured from the ground at the starting point of the rocket, this both for the given altitudes HD, which are used to determine one or more reference values beforehand, and for the altitudes Hs selected by a user.

Claims

1. Method for detecting the passage of the Karman line LK, defined by a given altitude HD or selected Hs, by a rocket of a given type, during a space flight of this rocket, by means of an object portable by a user and embarked in the rocket, this portable object comprising a memory, a time base and a detection device, this detection device being formed by an acceleration sensor, capable of measuring an acceleration vector specific to the portable object in a three-dimensional frame of reference of this portable object, and by an electronic unit arranged to be able to process measurements provided by the acceleration sensor, the acceleration vector specific to the portable object being equal to the vector sum of the forces experienced by this portable object, except the force of gravity, divided by its mass; the detection method comprising a preliminary phase, which is preliminary to the embarkation of the portable object in the rocket for said space flight, comprising the following preliminary steps: – providing a nominal acceleration of motion AN(t) for the rocket of the given type, as a function of time t, from a take-off of this rocket, defining a zero time, at least until a passage through said given altitude HD, this nominal acceleration of motion being a scalar value in a unit equal to the Earth's attraction; – providing a theoretical angle of inclination θT(t) for the rocket of the given type, relative to a horizontal plane and as a function of time t, from the take-off of this rocket until at least one passage through the given altitude HD; – determining or providing a theoretical flight duration TK for the rocket of the given type between the take-off of this rocket until the passage through the given altitude HD; – on the basis of said nominal acceleration of motion and said theoretical angle of inclination, determine a theoretical proper acceleration APT(t), as a function of time, for the rocket of the given type, the value of this theoretical proper acceleration being defined, in a unit equal to the Earth's attraction, by the following formula:

– calculating, by numerical and/or mathematical means, a theoretical measurement distance DMTdefined by a double integration of the theoretical proper acceleration APT(t), between the zero time (t = 0) corresponding to the take-off of the rocket and the time TKcorresponding to the theoretical flight duration, or of this theoretical proper acceleration reduced by the norm of the terrestrial acceleration; the theoretical measurement distance DMTdivided by the given altitude HDfor the Karman line LKdefining, for the rocket of the given type, a correction factor Fc; – recording the theoretical measurement distance DMTand/or the correction factor FCin the memory of the portable object, this correction factor Fc then being, before a take-off of the rocket defining a start of said space flight, multiplied in the electronic unit by the selected altitude Hs, if applicable, so as to obtain a reference distance DMR; – before the take-off of said rocket, activating the detection device of the portable object embarked in this rocket; the detection method then comprising a detection phase comprising the following detection steps: – periodically measuring, at a measurement frequency FM, the natural acceleration vector of the portable object by means of the detection device, and calculating in the electronic unit, for each measurement, the AM(tn) norm of this measured natural acceleration vector, respectively a corrected norm equal to the AM(tn) norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, tn being a time equal to n P where n is a number of measurements carried out at least since the take-off of the rocket, incremented by one unit with each new measurement, and P is the time period defined by said measurement frequency; – calculating numerically, in the electronic unit, a double integral over time, since the take-off of the rocket, respectively at least since the take-off of the rocket, of the norm of the proper acceleration vector of the portable object, respectively of this norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, the norm of the proper acceleration vector being determined on the basis of said norms AM(tn) of the proper acceleration vectors measured periodically, to obtain comparison distances DC(tm) for times tm, with m a positive integer, each m corresponding to a said number n; – compare each comparison distance DC(tm) with the theoretical measurement distance DMT in the case of a given altitude HD, respectively with the reference distance DMR in the case of a selected altitude Hs and, when a comparison distance DC(tm) is greater than the theoretical measurement distance DMT, respectively than the reference distance DMR, record in the memory of the portable object a detection, by the detection device, of the passage of the Karman line by this portable object.

2. Detection method according to claim 1, characterized in that the step of calculating, in the electronic unit, the double integral over time of the norm of the proper acceleration vector of the portable object, respectively of this norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, consists in performing a double integral by increments by defining, after each measurement of the proper acceleration vector, a constant value AC(tn) for the norm of the proper acceleration vector over each period P between the instants tn-1 and tn, this constant value being determined by the norm AM(tn) and/or the norm AM(tn-1), in calculating, for each period P, an increase in speed corresponding to said constant value, respectively to the constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration, in order to then determine an estimated speed VE(tn) at time tn, and an elementary distance dn on the basis of the constant value AC(tn), respectively of this constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration and of the estimated speed VE(tn-1) at time tn. time tn-1, and then adding the elementary distance dn to the sum of the elementary distances d1 to dn-1, obtained following the previous measurement of the proper acceleration vector, to obtain a comparison distance DC(tn) for time tn.

3. Detection method according to claim 1 or 2, characterized in that said theoretical flight duration TK is determined, on the basis of the nominal motion acceleration and the theoretical inclination angle, in the preliminary phase by the mathematical and/or numerical resolution of the following equation, with HD said given altitude and time T as variable:

4. Detection method according to any one of claims 1 to 3, characterized in that said selected altitude Hs is determined as a function of an inclination angle of said rocket which is selected for the passage of the Karman line by this rocket and provided to the portable object before a space flight with the rocket.

5. Detection method according to any one of claims 1 to 4, characterized in that the theoretical measurement distance is determined for each given altitude of a plurality of distinct given altitudes HDj, j = 1 to J, which can be selected, each theoretical measurement distance DMT or each corresponding correction factor FCj being recorded in the memory of the portable object to allow the selection of one of the theoretical measurement distances DMT or one of the correction factors FCj, directly or via the selection of an altitude for the Karman limit.

6. Detection method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that the acceleration sensor is formed by a microelectromechanical system (MEMS).

7. Portable object (2) by a user comprising a memory (4), a time base and a detection device (6) formed by an acceleration sensor (8), capable of measuring an acceleration vector of the portable object in a three-dimensional frame of reference (10) linked to this portable object, and by an electronic unit (12) arranged to be able to process measurements provided by the acceleration sensor; characterized in that the detection device (6) is arranged to be able to detect autonomously, during a space flight of a rocket of a given type, a passage of the Karman line LK by the portable object embarked in this rocket, the Karman line LK being defined by a given altitude HD or an altitude Hs selectable by the user, directly or via a selection of another spatial variable; in that a detection of a passage of the Karman line by the portable object can be carried out by the electronic unit (12) on the basis of periodic measurements of the acceleration vector of the portable object, carried out by the acceleration sensor from a take-off of the rocket until the passage of the Karman line LK, and either of a predetermined reference value which is stored prior to said take-off in the memory (4), or of a reference value calculated in the electronic unit (12) and determined by a correction factor Fc, predetermined and stored prior to said take-off in the memory, and an altitude Hs selected for the Karman line prior to said take-off by the user, the predetermined reference value and the correction factor Fc being relative to said given altitude HD; and in that the electronic unit is arranged to be able to calculate a temporal evolution of a comparison distance on the basis of said periodic measurements of the acceleration vector of the portable object and to compare over time this comparison distance with the predetermined reference value, respectively said calculated reference value, thus being able to detect a passage of the Karman line by the portable object.

8. Portable object (2) according to claim 7, characterized in that the detection device (6) is arranged so that the comparison distance is calculated on the basis of the standards of the acceleration vectors measured by the acceleration sensor (8) in said three-dimensional frame of reference (10), the electronic unit (12) being arranged to be able to calculate these standards.

9. Portable object according to claim 7 or 8, characterized in that said correction factor Fc is equal to said predetermined reference value divided by said given altitude HD.

10. Portable object according to any one of claims 7 to 9, characterized in that said predetermined reference value is defined on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relating to said rocket, from a take-off of this rocket to said given altitude HD for the Karman line LK.

11. Portable object (2) according to claim 7 or 8, characterized in that the memory (4) can contain a plurality of predetermined reference values which are respectively relative to a plurality of given altitudes HDj, j = 1 to J, each of the predetermined reference values being defined on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relative to said rocket, from a take-off of this rocket to the corresponding given altitude, each of the given altitudes being able to be selected, by a user, to allow a comparison over time of said comparison distance, calculated during a detection of the passage of the Karman line by the portable object, with the corresponding predetermined reference value.

12. Portable object (2) according to any one of claims 7 to 10, characterized in that the memory (4) can contain a plurality of correction factors respectively relating to a plurality of given altitudes HDj, j = 1 to J, each of the correction factors being able to be selected as a function of an altitude selected, by a user, for the Karman line LK to allow a comparison over time of said comparison distance, calculated during a detection of the passage of the Karman line by the portable object, with a reference value determined by the selected correction factor and the selected altitude.

13. Portable object according to claim 12, characterized in that a plurality of predetermined reference values are respectively defined for the plurality of given altitudes HDj, each of the predetermined reference values being defined on the basis of at least one theoretical function of a spatial variable relating to said rocket, from a take-off of this rocket to the corresponding given altitude; and in that said correction factors are respectively equal to said predetermined reference values respectively divided by said given altitudes.

14. Portable object (2) according to any one of claims 7 to 9 and 11, characterized in that the acceleration sensor (8) is formed by a microelectromechanical system (MEMS).

15. Portable object (2) according to claim 10, characterized in that the acceleration sensor (8) is formed by a microelectromechanical system (MEMS); and in that said predetermined reference value is further defined on the basis of a nominal motion acceleration AN(t) for the rocket.

16. Portable object according to claim 12 or 13, characterized in that the acceleration sensor is formed by a microelectromechanical system (MEMS); and in that each predetermined reference value is further defined on the basis of a nominal motion acceleration AN(t) for the rocket.

17. Portable object (2) according to any one of claims 14 to 16, characterized in that the detection device (6) is arranged to be able to measure periodically, at a measurement frequency FM, a specific acceleration vector of the portable object (2) in said three-dimensional frame of reference (10) by means of the acceleration sensor (8), this specific acceleration vector being equal to the vector sum of the forces that the portable object undergoes, except the force of gravity, divided by its mass, and to calculate in the electronic unit (12), for each measurement, the norm AM(tn) of this measured specific acceleration vector, respectively a corrected norm equal to the norm AM(tn) reduced by the norm of the terrestrial acceleration, tn being equal to n P where n is a number of measurements carried out at least since the take-off of the rocket, incremented by one unit at each successive measurement, and P is the time period defined by the measurement frequency; in that the electronic unit (12) is arranged to be able to digitally calculate a double integral over time, at least since the take-off of the rocket, of the norm of the proper acceleration vector of the portable object, respectively of this norm reduced by the norm of the terrestrial acceleration, the norm of the proper acceleration vector being determined on the basis of said norms AM(tn) of the proper acceleration vectors measured periodically, to obtain comparison distances DC(tm) for times tm, with m a positive integer, each m corresponding to a said number n; and in that the detection device (6) is arranged to be able to compare each comparison distance DC(tm) and a said predetermined reference value, in memory, or a said reference value, obtained for a selected altitude Hs via a said correction factor, and thus detect whether the comparison distance DC(tm) is greater than this predetermined reference value or this reference value.

18. Portable object according to claim 17, characterized in that the calculation of said double integral over time in the electronic unit consists in performing a double integral by increments by defining, after each measurement of the proper acceleration vector, a constant value AC(tn) for the norm of the proper acceleration vector over each period P between the instants tn-1 and tn, this constant value being determined by the norm AM(tn) and/or the norm AM(tn-1), in calculating, for each period P, an increase in speed corresponding to said constant value, respectively to the constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration, in order to then determine an estimated speed VE(tn) at time tn, and an elementary distance dn on the basis of the constant value AC(tn), respectively of this constant value reduced by the norm of the terrestrial acceleration and of the estimated speed VE(tn-1) at time tn-1, and then in adding the elementary distance dn to the sum of the elementary distances d1 to dn-1, obtained following to the previous measurement of the proper acceleration vector, to obtain a comparison distance DC(tn) for time tn.

19. Portable object according to any one of claims 7 to 18, characterized in that it comprises visual and/or vibratory, and/or sound means, arranged to be able to indicate an overstepping of the Karman line by the portable object as soon as the detection device has detected a passage of the Karman line by the portable object.

20. Portable object (2) according to any one of claims 7 to 19, characterized in that it is arranged to record at least a first passage of the Karman line by this portable object, preferably each passage of the Karman line by the portable object; and in that it comprises display means (34) arranged to be able to indicate automatically and/or on command whether the Karman line has been exceeded by the portable object, preferably indicating a number of times that this event has taken place.

21. Portable object (2) according to claim 20, characterized in that it is arranged to be able to permanently record in the memory a detection of a passage of the Karman line by this portable object, preferably of each detection, this recording being carried out in a protected part (4a) of the memory, so that a user of the portable object cannot program the protected part.

22. Portable object (2) according to any one of claims 7 to 21, characterized in that this portable object is a watch, in particular a wristwatch.