BR102014028350A2 - sistema ótico de iluminação para aeronave - Google Patents

Abstract

resumo "conjunto de porta deslizante e veículo ferroviário" trata-se de um conjunto de porta deslizante que compreende uma folha de porta (24) dotada de uma borda horizontal superior e uma borda horizontal inferior; um conjunto de trilho guia superior (20, 42) para guiar a borda superior da folha de porta (24) em translação paralela a uma direção de deslizamento horizontal (100) em relação ao conjunto de trilho guia superior (20, 42) entre uma primeira posição de extremidade e uma segunda posição de extremidade; e uma ou mais fileiras (28, 30) dos primeiros elementos de geração de campo magnético fixados à folha de porta (24), sendo que cada uma das fileiras (28, 30) se estende horizontalmente. a uma ou mais fileiras (28, 30) dos primeiros elementos de geração de campo magnético são localizadas, cada uma, em uma posição intermediária abaixo da borda horizontal superior e do trilho guia superior (20, 42) e acima de uma borda horizontal inferior da folha de porta. um ou mais estatores (38, 40) associados, cada um, a uma das fileiras (28, 30) dos primeiros elementos de geração de campo magnético se sobrepõem a uma extremidade das fileiras (28, 30) dos primeiros elementos de geração de campo magnético na primeira posição. cada estator compreende um segundo elemento de geração de campo magnético localizado a uma distância de espaço de ar da fileira associada dentre as fileiras (28, 30) dos primeiros elementos de geração de campo magnético para gerar uma força eletromagnética induzida na direção de deslizamento (100) na fileira associada dentre as fileiras (28, 30) dos primeiros elementos de geração de campo magnético, sendo que o um ou mais estatores (38, 40) são estacionários em relação ao conjunto de trilho guia superior (20,

Description

“SISTEMA ÓTICO DE ILUMINAÇÃO PARA AERONAVE” [001] A presente invenção trata de um sistema de iluminação embarcado para aeronave e trata mais particularmente de um sistema ótico de iluminação servocontrolado para aeronave capaz de realizar pelo menos uma parte das funções de iluminação, em particular uma combinação dessas funções, durante diferentes fases de aterrissagem, de rolagem e de decolagem da aeronave em condições noturnas.

[002] No estado da técnica, os sistemas de iluminação de pista embarcados nas aeronaves são constituídos de um conjunto de vários dispositivos de iluminação ativados em função das fases de voo ou de rolagem da aeronave. O sistema de iluminação em seu conjunto é assim capaz de propor uma função de rolagem, geralmente designada peto termo anglo “Taxí Light”, uma função de curva, conhecida geralmente pelo teimo “Runway TumOff Light", uma função de decolagem (“TakeOff Light"), e uma função de aterrissagem ("Landing Light”).

[003] Essas funções são realizadas por um conjunto de faróis distintos fixados na perna do trem de pouso bem como no bordo de ataque das asas, na raiz da asa ou sob a asa para certos faróis escamoteãveis.

[004] De noite, durante as fases de aterrissagem, de decolagem, de rolagem sobre a pista ou sobre a via de circulação (“Taxiway”, em inglês), esses diferentes sistemas de iluminação são usados sucessiva ou simultaneamente a fim de permitir que o piloto identifique o espaço no qual deve navegar de noite.

[005] Os faróis distintos que entram na constituição do sistema de iluminação são capazes de emitir feixes luminosos cuja distribuição de intensidade e o cujo direcionamento estão adaptados à necessidade de visibilidade dos pilotos, [006] No contexto dos sistemas de iluminação embarcados a bordo de aviões, em fase de aproximação, os faróis de aterrissagem (« Landing Light ») pointent suivant la. pente reetiligne de deseente de 1'avion. Lors de cette phase, la zone à éclairer correspond à 1’endroit de ía piste oü 1'avion doít toucher le sot. G5est en efíet à eet endroít que le pilote doit porter son regard.

Lors de 1’atterrissage, et plus particulíèrement lors de la phase de toucher, désignée généralement par le terme anglo-saxon « touch down », et plus précisément avant que les roues des traíns principaux ne touchent la piste, Fassiette de 1’avion varie. La trajectoire de 1’avion s’arrondit pour qu’elle devienne tangente à Ia piste.

Rapidement après cette phase de toucher, le train avant vient en contact avec le sol. Ce sont alors les proj ecteurs de décollage (« TakeOff light ») qui prennent le relais, leur pointage étant sensíblement parallèle au sol. Ces projecteurs fournissent 1 ’éclairage au sol le plus loin possible devant 1’avion. Lors de cette phase, la zone à éclairer correspond à Pextrémité de la piste.

Lors des phases d’approche et d’atterrissage, le faisceau lumineux déiivré par le système d 'éclairage presente une distribution spatíaie d"intensité lumineuse identique. Cette distribution spatiale est collimatée sur Sa direction de pointage.

En phase de roulage, ce sont les projecteurs de roulage (« Taxi light ») et de virage (« Runway TurnOff light ») qui sont utilisés sur les votes de circuiation (« Taxiway ») pour quítter ou accéder à la piste. Lors de ces phases, Féclairage est caractérisé par une distribution lumineuse fortement étalée horizontalement afin d’identifier un obstacle aux abords de i’aéronef, principaíement devant le coekpit et devant les aíles. Ce faisceau doit rester concentre vertíealement et être rabattu vers le sol pour minímiser les risques d’éblouissement des personnels de piste croisant le faisceau.

Les systèmes d’éclaírage seion Létat de la technique, embarques sur les aéronefs, présentent un eertain nombre d’inconvénients notables.

En premier lieu, les projecteurs mis en ceuvre sont fixes, Leur orientation ne peut dès lors en aucun cas suivre les variations angulaires d’incidence de 1’aéronef lors des phases d’atterrissage et de décoliage, notamment lors de variations de direction ou de force des vents dominants. Lfassíette de 1’aéronef peut à cet égard varier de manière importante lorsque !a direction ou la force des vents dominants varie, alors qifil est nécessaire dfobtenír une bonne précision de pointage du faisceau lumíneux. L’écíairage ainsi réalisé sur ia piste peut être très variable et peu performant.

En second lieu, comme indique précédemment, Lensemble des équipements assurant les di verses fonctions cTéclairage décrites précédemment est généralement constitué de biocs optiques distincts, ce qui contribue à augmenter ia masse totale du système d'éclairage embarqué à bord dfun aéronef. Or, comme on le sait, dans le domaine de 1'aéronautique, la masse constitué un paramètre critique.

Par ailleurs, la consommation électrique, Fencombrement et le nombre d’emplacements nécessaires pour assurer un éclairemení satisfaisant au regard des performances demarsdées, créent une contrainte d’implantation et d’alimentation électrique notable.

Enfín, Pallumage simultané des faisceaux d’aiterrissage et de décoliage peut dégrader la perception visueile des pilotes en diminuant le contraste des zones observées, Le but de 1 ’invention est donc de pallier ces inconvénients et de proposer un système d*éclairage pour aéronef permettant de pallier les inconvénients 1 ié s à Lutilísation des systèmes d’éclairage conventionnels et, notamment, de proposer un projecteur hybride d’éclairage capable de mettre en ceuvre au moins une partíe des fonctions d’éciairage, notamment une eombinaison de plusieurs fonctions nécessaires lors des diverses phases de vol ou de roulage d’un aéronef, L’inveníion a donc pour objet un système optique d’éclairage pour aéronef comprenant un bloc optique configurable selon les phases de vol ou de roulage de Faéronef pour émettre un faisceau lumíneux dont les caraetérístiques dépendent desdites phases de vol ou de roulage. II s’agií notaniment de proposer un système d’éclairage as servi pouvant fournir un éclaírage dont les caraetéristiques sont modifiées en fonction des phases de vol ou de roulage.

En d’autres termes, Γinventiorr propose un système dTéclairage permeltant, non seulement, de diminuer ie nombre des équipements nécessaires à ía mlse en oeuvre de Pensemble des fonctions d’éclairage mais capable égaSement d’optimiser Ia vísíbilité des zones éclairées.

Ainsi, grâce à Putilisation d'un bloc optique confígurable, I! est possible dmtilíser un uni que équípement dont la dtreetion de pointage et la distribution spatiale ddntensiíés peuvent varicr cn fonction des différentes phases de vol ou de roulage précédemment évoquées.

On notera en effet que les caraetéristiques configurables du faisceau lumlneux émis par le bloc optique sont notamment constiíuées par la forme du faisceau lumlneux et/ou son orientation.

Selon une autre caractéristique de Pinvention, Ie système optique d’éclairage comporte des moyens de détection des phases de vol ou de roulage de Paéronef et des moyens pour modifier les caraetéristiques du faisceau lumlneux émis en fonction des phases ciéteetées.

Le système peut comporter des moyens de détection comprenant des moyens de mesure de Passiette de Paéronef.

Les moyens de mesure de Passiette peuvent comporter au moins un capteur de type accéléromètre et de préférence un aecéléromètre et un gyromètre, associes ã des moyens de filírage.

Selon encore une autre caractéristique de 1 ’ invention, les moyens de détection comportent un capteur de mesure de Pinclinaison du faisceau lumlneux par rapport à un axc de Paéronef.

Par exemple» les moyens de détection utilisent des informations de contact du train d’atterrissage de Paéronef avec le sol.

Dans un mode de réaíisation, le système optique comporte un support fixe pour son montage sur Paéronef et un support mobile déplaçable par rapport au support fixe et sur leque! est fixé un élément confígurable du bloc optique, et des moyens de commande du déplacement du support mobile en fonction des phases de vo! ou de roulage de Laéronef.

Dans un mode de réalisation, 1’ensemblc du bloe optique est monté sur le support mobile pour être orientable en fonction des phases de vol ou de roulage. II s’agit en d’autres termes d’orienter 1’ensemble du bloe optique pour modifier la dírection de pointage du faisceau luniineux..

Dans un autre mode de réalisation, le bloe optique comporte un réflecteur mobile monté sur le support mobile.

La source peut également être montée sur le support mobile.

Seíon encore un autre mode de réalisation, le bloe optique comporte un dispositif optique placé sur le trajet du faisceau fumineux émis par la source lumineuse, ledit dispositif constituant un dispositif déviateur du faisceau lumineux et étant monté sur le support mobile.

Selon encore un autre mode de réalisation, la source lumineuse comporte un ensembíe de diodes électroluminescentes actionnables sélectivement selon les phases de vol ou de roulage de Laéronef.

Dans divers modes de réalisation, les moyens de commande du déplacement du support mobile comportent un actionneur motorédueteur ou un électro-aimant bistable. D ’ auíres buts, caractéristiques et avantages de 1’invention apparaítront à la lecture de la description suívante, donnée uníquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux desstns annexés sur lesquels : les figures 3 à 4 sont des schémas íilustrant les princípales phases de vol ou de roulage dum aéronef, et expliquant, notamment, les variations de pointage ct de distribution d’intensité d’un faisceau lumineux émís par un système optique d’éc!airage d.’aéronef ; la figure 5 est une vue générale d’un système optique d’éclairage conforme à Tinvention ; les figures 6a et 6b montrent des détails du système optique d’cclairage de la figure 5 ;

Ia figure 7 est un schéma synoptique général des moyens utílisés pour modífier ia configuration du faisceau iumineux du svstème d’éclairage de ia figure 5 : les figures 8 à 14 montrent divers modes de réalisation des moyens de eommande du déplacement du support mobile sur lequel est monté un élémení configurable du bloc optique ; et les figures 15 et 16 montrent un autre exemple de mise en oeuvre d'un svstème optique d’éclairage pour aéronef conforme à Ltnvenüon, utilisant des d i o des électroluminescentes configurables.

On se ré fé r era tout d*abord aux figures 1 à 4 qui illustrent différentes phases de vol et de roulage d!un aviou eí qui montrent notamment Langle de pointage du faisceau Iumineux émis par le svstème optique d'éclairage de favion.

Corame on le voit sur la figure 1» et comme indique précédemment, en phase d’approche, avant Fatterrissage, l*axe du faisceau est pointé suivant la pente de descente en altitude de Favion et ee, en lenant compte des divers angles d’attaque de Favion.

Pendant toute cette phase, et notamment pendant la phase dite aériennc et plus particulièrement pendant ía phase de descente rectsügne, ia zone de la pistc à éclaircr correspond à la zone de toucher, Lors de la phase d’approche, 1’angle d"attaque de 1’avion est voisín de 3o par rapport à Fhorizontale absolue. Par conséquent, Fangle que forme le faisceau Iumineux d’éciairage émis par le système d’éclairage est determine à partir de Fangle d’atterrissage et de 1’angle dmttaque de 1’avion. Le projecteur est généralement pointé selon un angie de 6 â 10° par rapport à 1’axe de 1’avion.

Comme on le voit sur cette figure, en phase de toucher ou « touch dov. n ». juste avant que les roues des trains principaux ne touchent ía piste, la trajeetoire de 1’avion s?arrondit de manièrc à être sensiblement tangente au sol. Cette phase est généralement désignée par le terme d’arrondi. Au cours de cette phase, Léclairage doit toujours être pointé ve rs Ia zone oü Favion va touchex le sol de sorte que Fangle que forme le faiseeau lumineux par rapport à Taxe général de Favion doit être asservi et modifié, c’est-à-dire augmenté, de manière que le système d’éclairage pointe toujours vers ia zone de toucher.

Par la suite, lorsque les trains principaux touchent le sol, pendant la phase de roulage, le système d’éclairage entame une correction de son pointage pour qiFau final, Féclairage pointe vers rextrémité de la pistc, à grande distance de Favion. En d’autres termes, lors de cette phase de roulage et jusqu’à la fin de la phase de freinage, le système d’éclairage pointe horizontalement, paraÜèlemení à Faxe général de Favion.

Par conséquent, à partir de la phase de rotation, cFest-à-dire à partir du moment oü les trains principaux de Favion entrent en contact avec la piste, jusqtrà ce que la jambe de train avant contacte le sol, le système d’éclairage redresse le faiseeau jusqu’à un angle proehe de Fhorizontale pour pointer au píus loin devant le cockpit. Pendant toute la phase d’atterrissage, le système d'éclairage éclaire donc la piste en continu.

Lorsque le train avant vient en contact avec le sol, le pointage est pratiquement parallèle au sol. 11 est plus précisément décalé de 0,5° vers le bas par rapport au sot.

En se référant à la figure 2, Jors de la phase de décollage, et plus précisément lorsque toutes les roues de Favion sont au contact du sol (« phase de roulage avec toutes les roues au sol »), te système d'éciairage pointe au plus loin vers Favant de Favion de sorte que le faiseeau lumineux est sensiblement parallèle au sol. Dês que le train avant quilte le sol (phase de rotation), le système d’éclairage modifie son pointage en rabattant régulièrement le faiseeau de manière à tenir compte de Fincidence de Faxe de Favion afin d"éclairer en permanence la piste. En d'autres termes, au cours de cette phase de décollage, jusqu’à la phase aérienne, Fangle forme par le système d’éclaírage par rapport à Faxe général de Favion augmente régulièrement. 1 ·n outre, en se référant atix figures 3 ct 4, en fin d’atterrissage (figure 3), puis lors du rouiage sur i es voies de circulation (« Taxiways »), c’est-à-dire lorsque l*avion quitte la piste (figure 4), Téclairage doit ètre rabattu ve rs le bas afin. de minímiser autant que possible ia lumière au dessus de Phorizon, afin d*éviter ies risques d*éblouissement.

Horizontalement, Ia distribution iumineuse est modifiée de manière à éclairer les abords de !’avion, devant !e cockpit et les ail.es, et environ une centaine de inètres au-delà, Au cours de cette phase, te faiseeau lumineux est caractértsé par un fort étalement horizontal afin dfidentifier un obstacle au sol devant le cockpit ou devant les ailes, Une adaptation invcrse du faiseeau lumineux est également nécessaire lorsque Γ aviou quitte les voies de circulation pour rejoindre la piste, avant le décollage.

On a représenté sur les figures 5, 6a et 6b, un système optique d’éclairage conforme à Tinvention permetíant d'émettre un faiseeau dont les caractéristiques correspondem aux diverses phases de vol et de rouiage qui víennent d’être décrites. 11 s’agit, en particulier, de modifier dynamiquement le poíntage et 1’étalement du faiseeau en fonction des phases de vol et de rouiage.

Cotnme on le voit sur ces figures, le système d’éclairage, désigné par la référence numérique générale 1, comporte cssentiellement un bloe optique 2 comportant une source Iumineuse et. un díspositif optique et est monté sur un support 3 comportant une partie fixe 4 et une partie mobile 5 sur laquelle est monté un clément configurable du bloe optique. I/ensembie est monté sur un tambour qui vient se monter sur Fcmplanture de 1’aiíe et est recouvert d’une surface vítrée qui suit le fuseíage de Γavion, Comme cela sera détaillé par la suíte, 3a configuration du faiseeau lumineux émis par le système optique peut être modifiée soít en agissant sur Uensemble du bloe optique, soít en modifiant le positionnement de ia source Iumineuse ou d’un éíément optique du système d’éclairage, ou encore en modiflant la configuration de la source, Toutefois, la modification de 1’angle de pointage et de Pétalement du faisceau lumíneux est effectuée de manière dynamique au cours de ia phase de voi ou de roulage.

Pour ce faire, le système d’èclairage est en outre doté d'un ensemble de capteurs incorpores au sein d’une centrale inertieüe. En variante, le système d*éctairage comporte des moyens de détection de roulage de 1 ’aéronef utilisant des informations de contact du train d’atterrissage avec le sol. Dans ce cas, le système d’éclairage est eapable en outre de recevoir des informations véhiculées sur le bus numérique du réseau de bord indiquant, par exemple, les moments oü les trains principaux et le train avant sont en contact avec te sol ou quittent le soí, Bien entendu, on ne sort pas du cadre de 1'invention lorsque le système d'éclaírage est doté de capteurs ineorporés à une centrale ineríielle et reçoit en outre des informations véhiculées sur le bus numérique du réseau de bord.

Ainsi. en se référant à la figure 7, qui correspond à un mode de réalisation utilisant des capteurs, le système d’éclairage comporte des moyens de détection dc phases de voi ou de roulage, réfcrenccs 7, qui, après filtrage mis en oeuvre au sein d’ un étage 8 de filtrage, délivrent des informations à une unité centrale de commande 9 traduisant le comportement de Tavion, laquelle pilote le fonctionnement d’ un moteur 10 agissant sur le support mobile. L’unité centrale incorpore tous les moyens matériels et logiciels lui permettant d‘agir sut la configuration du faisceau lumineux. En particulier, à partir des informations déíivrées par les capteurs, combinées le cas échéant, eomme indique précédemment, avec des informations véhiculées sur le réseau de bord de Γaéronef, concernant par exemple la position du train d’atterrissage ou traduisant une phase de « touché », 1 unité centrale 9 détermine la phase de vol, par exemple par comparai son avec des valeurs de se ui 1 dVinclinaison, acquiert les valeurs d’angle de pointage et d’étalement du faisceau lumineux et en déduit la modification à apporter à ces valeurs d’angle de poiníage et dFétalement en fonction de phases de vo! ou de rouiage. Par exemple, après détection de la phase de vol ou de rouiage, les valeurs d’angle et d'étalement sont modifiées pour être réglées à des valeurs prédéterminées, stoekées en mémoire, correspondam ehacune à la phase déteetée.

Bien entendu, des comraandes manipulables par le pilote peuvent également être utiíisées pour modi fier manuellement, à la demande, la configuration du faisceau tumineux.

Les moyens de mesure 7 assurent en premier lieu une mesure dc Finclinaison de Favion par rapport à Phorizontale absolue.

Cette mesure est mise en oeuvre au moyen dum accéléromètre 7a et d’un gyromètre 7b. L’accéléromètre 7a fournít un angle absolu d'inelinaison de 1’aviou landis que le gyromètre 7b fournít une mesure du déplacement angulaire de Favion pendant une période de temps déterminée. l./accéleromètre et le gyromètre sont intégrés au sem d’une centrale ínertielle qui permet de connaltre en permanence la position angulaire absolue de Favion par rapport à 1’horizontale.

On notera néanmoins qu'en pratique, Γaccéléromètre et le gyromètre présentent tous deux des défauts qui altèrent les mesures et donc les calculs angulaires.

En effet, Γaccéléromètre 7a est efficace quand le système dont il dépend, c’est-à-dire dont il mesure la variation d’inclinaison, varie lentement, et lorsque les temps de- calcul sont lents, c'est-à-dire lorsque la période d’échantillonnage est relati vement grande. Le príncipe de fonctionnement de l’accéíéromètre étant de se baser uníquement sur 1’accélératton de la pesanteur pour calculer un angle par rapport à 1’horizontale absolue, il est nécessaire d’éliminer les accéíératíons externes parasites, comme les vibrations ou les variations brutafes de vitesse que subit Favion pendant la phase d* atterrissage.

Le gyromètre, quant à lui, est efficace lorsque le système dont il dépend varie rapidement et lorsque les temps de calcul sont courts, c!est-à-dire lorsque la péríode d’échantillonnage est relaiivement faible, L’inconvénient majeur du gvromètre est qu’il est soumis à une dérive gyroscopique. En d’autres termes, le gyroscope délivre une mesure entachée d’une erreur systématique qui, multiplíée par un temps, s’accroít au fur et à mesure des estímations d"angle. II peut également présenter une erreur systématique de décalage (« offsel »), indépendante du temps, qui est simple à corriger en appliquant ce mème décalage mais de signe opposé à la mesure, Au vu de ce qui précède, les mesures délivrées par Facceléromètre sont généralement perturbées par les accélérations brusques et les vibrations qui ont, par nature, une fréquence élevée. Les mesures issues du gyromètre sont quant à elies associées à la dérive gyroscopique qui se situe dans le domaine des basses fréquences. Ainsi, chaque capteur délivre des vaieurs exploitables soit à hautes fréquences, en ce qui concerne le gyromètre, soit à basses fréquences, en ce qui concerne Facceléromètre. Les mesures fournies par les deux capteurs sont donc compiémentaires, Atnsi, le filtrage mis en ceuvre par Fétage 8 de filtrage consiste à appliquer à chaque mesure un filtre qui se compose d’un filtre passe-haut et d’un filtre passe-bas, II s’agit également de corriger, comme indiqué précédemment, Ferreur systématique de décalage, Le filtre passe-haui est appliqué aux mesures issues du gyromètre, tandis que le filtre passe-bas est appliqué aux mesures délivrées par Facceléromètre, On notera qiTafin d’éviter de perdre des informations, la fréquence de coupure du filtre passe-bas et la fréquence de coupure du filtre passe-haut sont identiques pour les deux filtres, En parallèle, les moyens de mesure 7 rnettent en ceuvre une mesure de Finclinaison du faisceau lumineux émis par le système optique d’éclairage. Les moyens de mesure 7 sont ainsi dotés d’un capteur 7c, constitué soit par un capteur angulaire soit par un capteur de dépiacement linéaire. Ces capteurs utilisent un potentiomètre, qui constitué une résistance variable, en forme de couronne dans le cas cTun capteur angulaire. Un tel capíeur est avantageusement disposé à Pextrémité de la chame mécanique entrainée en rotation par le moteur 10, le faisceau ne pivotaní que sur une dizaine de degrés, Bien entendu, on ne sort pas du cadre de Pinvention lorsque Γοη utilise d’autres types de capteurs, par exemple optiques. De tels capteurs incrémentaux peuvent être placés direcíement à la sortie du moteur car tis permettent de compter directement le nomhre de tours effectués par le moteur, L’avantage d’un tel capteur est qiPil fournit en sortie un signal numérique, évitant ainsi de réaliser réchantillonnage néeessaire lors de la mise en oeuvre d*un potentiomètre, On pourra également utiliser, en variante, des capteurs à effet Hall. Tout comme les codeurs optiques, de tels capteurs sont avantageux dans la mesure oü ils sont sans contact, évitant ainsi d’mduíre un couple résistant.

On pourra également utiliser un capteur angulaire capacitif, également sans contact. Un tel capíeur est généralement composé de deux lames de condensateur disposées face à face, à faible distance Pune de Pautre, et d’une languette orientable venant perturber le chanip électrique créé entre les lames en fonction de Pinelinaison mesurée.

On va maintenaní décrire, en référence aux figures 8 à 16, dtfférents modes de mise en oeuvre des moyens de commande du déplacement du support mobile pour configurer un ou píusieurs éléments configurables du bloc optíque en fonction de la phase de vot ou de roulage de Paéronef.

Comme indiqué précédemment, Pélément configurahle du bloc optíque peut soit être constitué par Pensemble du bloc optíque ou par un élément interne du bloc capable, forsqiPi! est déplacé, de modifier Pangle de poíntage et/ou Pétalement du faisceau.

En se référant tout d’abord à la figure 8, on voit que le moteur 10 est, dans ce raode de réaiisation, lié à un dispositif d’accouplement 11 en prise avec un axe A entraíné en rotation par le moteur 10. Le moteur 10 est par exemple constitué par un actionneur motoréducteur. L* axe A est ici en appui sur une butée 12 et est associe à une liaison linéatre annulaire 13 assurant. un guidage en rotation de Taxe A. Dans ce mode de réalisaüon, le capteur 7c de mesure de 1'inclinaisor» du faisceau est constituí par un capteur angulatre, Ce capteur 7c est dès lors placé sur ia butée 1.2. L'axe A est encore associe à un svstème à vis sans fin 14. L'axe A’ de rotation du bloc optique est, quant à 1 ui, en appui sur une butée axiale 15 fixe et est associé à une liaison linéatre annulaire 16 et à une liaison pivot 17 en prise avec une roue 18 qui coopere avec Ia vis sans fin 14 de sorte qu’ une rotation de Taxe A du dispositif d'aecoupíemeni 1 1 provoque un déplacement de la roue 18 et une orientatíon consécutive du bloc optique.

Dans le mode de rcalisaíion de la figure 9, sur iequel on reconnait le moteur 10 qui entraine en rotation un axe A du dispositif d’accouplemení 11. lui-même associé à des liaisons linéaires annulaires 13 et en appui sur la butée de blocage 12 associée au capteur de mesure 7c, le dispositif d’accouplemení 11 est doté d’un système vis/écrou 19 dont Técrou est lié à un étrier 20 associé à une biellette 21 liée à la liaison pivot 17 de sorte qu’une rotation de Taxe A provoque, de la même façon, une orientatíon de Taxe A’ de rotation du bloc optique.

Ainsi, cn se référant aux figures 10 et 11, ces modes de réalisation permettent de provoquer la rotation de Tensemble du bloc optique en fonction des angies d’inclinaison de 1'avion et de rinclinaison du faisceau, A partir d'une position initiaie (figure 10), on voit qufune rotation de 1 ’ensemble du bloc optique, schématisé ici par une source S placée dans un réflecteur R et associée à un dispositif optique D, provoque une modification consécutive de 1’angle de pointage du faisceau lumineux F, En se référant à la figure 12, il est cgalement possible, en variante, de procéder à un décatage de la source S par rapport au réflecteur R pour provoquer une modification consécutive des caractéristiques du faisceau lumineux F.

En se référant à la figure 13, on peut encore provoquer une rotation du seul réflecteur R pour provoquer une modifícation de Fangle de poiníage du faísceau F.

Comrrte visible sur ia figure 14, ii est encore possible de provoquer une translatíon de la glaee G ou vitre de protection du bloe optique pour adapter te faísceau lumineux aux phases de vol ou de rouiage de Favion.

Enfin, dans le mode de réaiisation des figures 15 et 16, 1 a souree lumineuse est constitues par un ensembíe de diodes électro 1 uminescentes, telles que 22.

Dans la configuration visible sur la figure 15, seule ia diode L située sur Faxe optique du dispositif optique est activée. Comme on le voit sur la figure 16, en proeédaní à Failumage sélectif d’une diode électroluminescente décalée par rapport à Faxe optique du système optique d*éclairage, on peut proceder à une modifícation consécutive de Fangle de poiníage du faísceau lumineux F, Bien entcndu, dans le mode de réaiisation des figures 15 et 16, F uni té centrale, qui dans les modes de réaiisation décrits précédemment se eharge de provoquer le déplaeement de Fensemble du bloc optique ou d’un élément configurable de ce bloc optique, assure íci le pilotage de Féclairage sélectif des diodes électroluminescentes, en fonction des phases de vol ou de rouiage détectées. LFélément configurable du bloc optique peut avantageusemení être constitué, comme indique précédemment, par le réflecteur du bloc optique ou par un dispositif optique, tel qtrune glace ou une vitre de protection. 11 peut encore s’agir du bloc optique lui-même ou de ia souree lumineuse elle-même.

On notera enfin que Finvention n'est pas limitée aux modes de réaiisation déerit précédemment, En effet, dans les exemples de réaiisation décrits, le moteur 10 est constitué par un actionneur motorédueteur. II peut encore s’agir d’ un électro-aimant ou tout autre élément capabie d'assurer le déplaeement du bloc optique ou de son élément configurable.

Claims (13)

1. SISTEMA ÓTICO DE ILUMINAÇÃO PARA AERONAVE, caracterizado pelo fato de que compreende um bloco ótico configurável de acordo com as fases de voo ou de rolagem da aeronave para emitir um feixe luminoso (F) cujas características de espalhamento e de direcionamento dependem das referidas fases de voo ou de rolagem e em pelo fato de que comporta meios de detecção (7) das fases de voo ou de rolagem da aeronave e meios (9) para modificar as características do feixe luminoso emitido em função das fases detectadas.

2. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que os meios de detecção comportam meios (7a, 7b) de medida da atitude da aeronave.

3. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que os meios de medida da atitude da aeronave comportam pelo menos um sensor de tipo acelerômetro ou girômetro e, de preferência um acelerômetro e um girômetro, associado a meios de filtragem.

4. SISTEMA, de acordo com uma das reivindicações 2 e 3, caracterizado pelo fato de que os meios de detecção comportam um sensor (7c) de medida da inclinação do feixe luminoso em relação a um eixo da aeronave.

5. SISTEMA, qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que os meios de detecção utilizam informações de contato do trem de pouso da aeronave com o sol.

6. SISTEMA, qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que comporta um suporte fixo (4) para a montagem do sistema ótico sobre a aeronave e um suporte móvel (5) deslocáve! por em relação ao suporte fixo e sobre o qual está fixado um elemento configurável do bloco ótico, e meios de comando (9) do deslocamento do suporte móvel em bloco ótico, e meios de comando (9) do deslocamento do suporte móvel em função das fases de voo ou de rolagem da aeronave.

7. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o conjunto do bloco ótico está montado sobre o suporte móvel (5) para ser orientáveí em função das fases de voo ou de rolagem.

8. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o bloco ótico comporta um refletor móvel (R) montado sobre o suporte móvel.

9. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a fonte (S) está montada sobre o suporte móvel.

10. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que comporta um dispositivo ótico (D) colocado sobre o trajeto do feixe luminoso emitido pela fonte luminosa, e o referido dispositivo (D) constitui um dispositivo desviador do feixe luminoso e está montado sobre o suporte móvel.

11. SISTEMA, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a fonte luminosa comporta um conjunto de diodos eletrônicos luminescentes (22), acionáveis seletivamente de acordo com as fases de voo ou de rolagem.

12. SISTEMA, qualquer uma das reivindicações 6 a 11, caracterizado pelo fato de que os meios de comando do deslocamento do suporte móvel comportam um acionador moto redutor.

13. SISTEMA, qualquer uma das reivindicações 6 a 11, caracterizado pelo fato de que os meios de comando do deslocamento do suporte móvel comportam um eletroímã biestável.