CA2935753C - Systeme de pilotage automatique d'aeronef et procede associe - Google Patents
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Abstract
Ce système comporte : - un premier module (36) de définition et d'application d'une commande de facteur de charge ; - un deuxième module (38) de définition et d'application d'une commande de roulis ; - un module de commande (40) du premier module de définition et d'application (36) et du deuxième module de définition et d'application (38) propre à définir des paramètres d'une man uvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de man uvre à partir d'attitudes initiales. Le module de commande (40) comporte un sous module (48) de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module (36) et par le deuxième module (38) lors de la man uvre de récupération. Les autorités sont calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité.
Description
Système de pilotage automatique d'aéronef et procédé associé
La présente invention concerne un système de pilotage automatique d'aéronef, comportant :
- un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur de charge ;
- un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
- un module de commande du premier module de définition et d'application et du deuxième module de définition et d'application, propre à définir des paramètres d'une manoeuvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de manoeuvre à partir d'attitudes initiales.
Un tel système est destiné à améliorer les fonctionnalités d'un système de pilotage automatique classique d'aéronef, pour ajouter un mode de fonctionnement permettant d'exécuter une manoeuvre de récupération ramenant l'avion dans des attitudes de vol normales, sur commande de l'équipage ou automatiquement.
Les systèmes de pilotage automatique d'aéronefs permettent généralement de maintenir l'aéronef sur une trajectoire et avec une vitesse préétablie en élaborant et en transmettant des ordres à des gouvernes de l'aéronef.
Ces systèmes allègent la charge de travail de l'équipage, et lui permettent de se concentrer sur d'autres tâches que le maintien de l'aéronef en vol suivant une trajectoire donnée.
Généralement, le système de pilotage automatique fonctionne dans un domaine d'évolution donnée de l'aéronef, notamment en ce qui concerne la pente et l'angle de gîte.
Lorsque l'aéronef est hors de ce domaine d'évolution, l'aéronef est piloté
manuellement et le système de pilotage automatique est désactivé.
Pour assurer une conduite du vol en toute sécurité, l'équipage doit à chaque instant percevoir en trois dimensions quelle est l'évolution courante de l'aéronef, notamment en termes de pente, d'assiette longitudinale, et d'angle de gîte.
Ceci lui permet de prendre les mesures adéquates pour maintenir les attitudes de l'aéronef, ou au contraire les modifier lorsque cela est nécessaire pour la conduite du vol.
Dans certaines conditions extrêmes, l'équipage de l'aéronef peut se trouver désorienté spatialement, du fait d'événements extérieurs ou par simple perte de la perception spatiale des attitudes de l'aéronef. Par exemple, lorsque l'aéronef évolue dans le brouillard l'équipage peut se retrouver sans référence extérieure et donc se trouver désorienté.
Une telle désorientation conduit parfois l'équipage à prendre des décisions de pilotage affectant la bonne conduite du vol, voire remettant en cause sa sécurité.
La présente invention concerne un système de pilotage automatique d'aéronef, comportant :
- un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur de charge ;
- un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
- un module de commande du premier module de définition et d'application et du deuxième module de définition et d'application, propre à définir des paramètres d'une manoeuvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de manoeuvre à partir d'attitudes initiales.
Un tel système est destiné à améliorer les fonctionnalités d'un système de pilotage automatique classique d'aéronef, pour ajouter un mode de fonctionnement permettant d'exécuter une manoeuvre de récupération ramenant l'avion dans des attitudes de vol normales, sur commande de l'équipage ou automatiquement.
Les systèmes de pilotage automatique d'aéronefs permettent généralement de maintenir l'aéronef sur une trajectoire et avec une vitesse préétablie en élaborant et en transmettant des ordres à des gouvernes de l'aéronef.
Ces systèmes allègent la charge de travail de l'équipage, et lui permettent de se concentrer sur d'autres tâches que le maintien de l'aéronef en vol suivant une trajectoire donnée.
Généralement, le système de pilotage automatique fonctionne dans un domaine d'évolution donnée de l'aéronef, notamment en ce qui concerne la pente et l'angle de gîte.
Lorsque l'aéronef est hors de ce domaine d'évolution, l'aéronef est piloté
manuellement et le système de pilotage automatique est désactivé.
Pour assurer une conduite du vol en toute sécurité, l'équipage doit à chaque instant percevoir en trois dimensions quelle est l'évolution courante de l'aéronef, notamment en termes de pente, d'assiette longitudinale, et d'angle de gîte.
Ceci lui permet de prendre les mesures adéquates pour maintenir les attitudes de l'aéronef, ou au contraire les modifier lorsque cela est nécessaire pour la conduite du vol.
Dans certaines conditions extrêmes, l'équipage de l'aéronef peut se trouver désorienté spatialement, du fait d'événements extérieurs ou par simple perte de la perception spatiale des attitudes de l'aéronef. Par exemple, lorsque l'aéronef évolue dans le brouillard l'équipage peut se retrouver sans référence extérieure et donc se trouver désorienté.
Une telle désorientation conduit parfois l'équipage à prendre des décisions de pilotage affectant la bonne conduite du vol, voire remettant en cause sa sécurité.
2 Pour pallier ce problème, certains systèmes d'avionique connus prévoient un mode particulier de pilotage automatique, activable sur appui d'un bouton spécifique dans le cockpit, pour effectuer une man uvre de récupération. Cette man uvre consiste généralement à remettre les ailes à plat, pour obtenir un angle de gîte nul, et à remettre l'aéronef en palier avec une pente nulle. L'équipage peut alors reprendre le contrôle de l'aéronef.
Un tel système ne donne pas entière satisfaction. En premier lieu, ce système ne peut être activé que dans le domaine de vol dans lequel le pilotage automatique peut être enclenché. En outre, la manoeuvre est effectuée avec une autorité forfaitaire, quelles que soient les conditions initiales d'évolution de l'aéronef.
Dans certains cas, la manoeuvre de récupération conduit à une sortie potentielle du domaine de vitesse de l'aéronef, à un passage en dessous d'une altitude de sécurité.
Plus généralement, la manoeuvre engendre souvent un inconfort pour les occupants de l'aéronef qui subissent des accélérations désagréables, alors que la sévérité
de la situation n'impose pas nécessairement de telles accélérations.
Un but de l'invention est de fournir un système permettant de replacer l'aéronef dans des attitudes de consigne prédéterminées en cas de désorientation de l'équipage, tout en minimisant le risque de sortie de l'aéronef hors de son domaine de vol classique, et en minimisant l'inconfort des occupants de l'aéronef.
A cet effet, l'invention a pour objet un système du type précité, caractérisé
en ce que le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité.
L'invention a également pour objet un système de pilotage automatique d'aéronef, comportant un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur de charge ; un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
et un module de commande du premier module de définition et d'application et du deuxième module de définition et d'application propre à définir des paramètres d'une man uvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de man uvre à partir d'attitudes initiales. Le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de récupération, le couple d'autorités comprenant une autorité de facteur de charge et une autorité de roulis, les autorités étant calculées en Date Reçue/Date Received 2022-10-18 2a fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité, le premier module de définition et d'application étant configuré
pour déterminer une commande de facteur de charge en fonction de l'autorité de facteur de charge, le deuxième module de définition et d'application étant configuré pour déterminer une commande de roulis en fonction de l'autorité de roulis.
Le système selon l'invention peut comprendre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toute combinaison techniquement possible :
- le paramètre de sécurité est choisi parmi une vitesse maximale d'opération, ou une altitude de sécurité ;
- chaque autorité appliquée est calculée pour prendre une valeur comprise entre une autorité classique de pilotage automatique de l'aéronef et une autorité
maximale de pilotage manuel de l'aéronef ;
- le ou chaque paramètre d'évolution de l'aéronef est déterminé de manière successive lors de la manoeuvre, le sous module de calcul étant propre à
calculer au moins un couple d'autorités, sur la base du ou de chaque paramètre d'évolution courant ;
Date Reçue/Date Received 2022-10-18
Un tel système ne donne pas entière satisfaction. En premier lieu, ce système ne peut être activé que dans le domaine de vol dans lequel le pilotage automatique peut être enclenché. En outre, la manoeuvre est effectuée avec une autorité forfaitaire, quelles que soient les conditions initiales d'évolution de l'aéronef.
Dans certains cas, la manoeuvre de récupération conduit à une sortie potentielle du domaine de vitesse de l'aéronef, à un passage en dessous d'une altitude de sécurité.
Plus généralement, la manoeuvre engendre souvent un inconfort pour les occupants de l'aéronef qui subissent des accélérations désagréables, alors que la sévérité
de la situation n'impose pas nécessairement de telles accélérations.
Un but de l'invention est de fournir un système permettant de replacer l'aéronef dans des attitudes de consigne prédéterminées en cas de désorientation de l'équipage, tout en minimisant le risque de sortie de l'aéronef hors de son domaine de vol classique, et en minimisant l'inconfort des occupants de l'aéronef.
A cet effet, l'invention a pour objet un système du type précité, caractérisé
en ce que le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité.
L'invention a également pour objet un système de pilotage automatique d'aéronef, comportant un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur de charge ; un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
et un module de commande du premier module de définition et d'application et du deuxième module de définition et d'application propre à définir des paramètres d'une man uvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de man uvre à partir d'attitudes initiales. Le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de récupération, le couple d'autorités comprenant une autorité de facteur de charge et une autorité de roulis, les autorités étant calculées en Date Reçue/Date Received 2022-10-18 2a fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité, le premier module de définition et d'application étant configuré
pour déterminer une commande de facteur de charge en fonction de l'autorité de facteur de charge, le deuxième module de définition et d'application étant configuré pour déterminer une commande de roulis en fonction de l'autorité de roulis.
Le système selon l'invention peut comprendre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toute combinaison techniquement possible :
- le paramètre de sécurité est choisi parmi une vitesse maximale d'opération, ou une altitude de sécurité ;
- chaque autorité appliquée est calculée pour prendre une valeur comprise entre une autorité classique de pilotage automatique de l'aéronef et une autorité
maximale de pilotage manuel de l'aéronef ;
- le ou chaque paramètre d'évolution de l'aéronef est déterminé de manière successive lors de la manoeuvre, le sous module de calcul étant propre à
calculer au moins un couple d'autorités, sur la base du ou de chaque paramètre d'évolution courant ;
Date Reçue/Date Received 2022-10-18
3 - le paramètre d'évolution est choisi parmi la pente, l'angle de gîte, la vitesse conventionnelle, et/ou l'altitude de l'aéronef ;
- les attitudes de consigne en fin de manoeuvre prédéterminées sont une pente nulle et un angle de gîte nul ;
- le sous module de calcul est configuré pour calculer un couple d'autorités appliquées en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef, le paramètre de sécurité étant avantageusement une vitesse maximale d'opération de l'aéronef ;
- le sous module de calcul est propre à déterminer le premier couple d'autorités appliquées sur la base d'une première loi d'autorités en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef, la première loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple d'autorités de référence, avantageusement à partir d'au moins trois couples d'autorités de référence ;
- le sous module de calcul est configuré pour calculer un deuxième couple d'autorités appliquées en fonction d'une altitude mesurée de l'aéronef, le paramètre de sécurité étant avantageusement une altitude de sécurité ;
- le sous module de calcul est propre à déterminer le deuxième couple d'autorités appliquées sur la base d'une deuxième loi d'autorités en fonction de l'altitude de l'aéronef, la deuxième loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple d'autorités de référence, avantageusement à partir d'au moins trois couples d'autorités de référence ;
- le sous module de calcul est propre à comparer chaque autorité du premier couple d'autorités avec l'autorité correspondante du deuxième couple d'autorités pour déterminer l'autorité maximale entre les dites autorités, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant configurés pour appliquer respectivement les autorités maximales déterminées par le sous module de calcul ;
- le module de commande comporte un sous module de détermination d'une phase de vol dépendant de la pente et/ou de l'assiette de l'aéronef, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant propres à définir une commande dépendant de la phase de vol déterminée par le sous module de détermination ;
- il comprend un ensemble de commande propre à commander au moins un paramètre d'évolution de l'aéronef dans un plan vertical, dans un plan latéral et/ou sur l'axe vitesse lorsque l'aéronef évolue dans un domaine d'activation de pilotage automatique, le module de commande étant propre à être activé pour définir la man uvre de récupération dans le domaine d'activation de pilotage automatique et hors du domaine d'activation de pilotage automatique ;
- les attitudes de consigne en fin de manoeuvre prédéterminées sont une pente nulle et un angle de gîte nul ;
- le sous module de calcul est configuré pour calculer un couple d'autorités appliquées en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef, le paramètre de sécurité étant avantageusement une vitesse maximale d'opération de l'aéronef ;
- le sous module de calcul est propre à déterminer le premier couple d'autorités appliquées sur la base d'une première loi d'autorités en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef, la première loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple d'autorités de référence, avantageusement à partir d'au moins trois couples d'autorités de référence ;
- le sous module de calcul est configuré pour calculer un deuxième couple d'autorités appliquées en fonction d'une altitude mesurée de l'aéronef, le paramètre de sécurité étant avantageusement une altitude de sécurité ;
- le sous module de calcul est propre à déterminer le deuxième couple d'autorités appliquées sur la base d'une deuxième loi d'autorités en fonction de l'altitude de l'aéronef, la deuxième loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple d'autorités de référence, avantageusement à partir d'au moins trois couples d'autorités de référence ;
- le sous module de calcul est propre à comparer chaque autorité du premier couple d'autorités avec l'autorité correspondante du deuxième couple d'autorités pour déterminer l'autorité maximale entre les dites autorités, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant configurés pour appliquer respectivement les autorités maximales déterminées par le sous module de calcul ;
- le module de commande comporte un sous module de détermination d'une phase de vol dépendant de la pente et/ou de l'assiette de l'aéronef, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant propres à définir une commande dépendant de la phase de vol déterminée par le sous module de détermination ;
- il comprend un ensemble de commande propre à commander au moins un paramètre d'évolution de l'aéronef dans un plan vertical, dans un plan latéral et/ou sur l'axe vitesse lorsque l'aéronef évolue dans un domaine d'activation de pilotage automatique, le module de commande étant propre à être activé pour définir la man uvre de récupération dans le domaine d'activation de pilotage automatique et hors du domaine d'activation de pilotage automatique ;
4 - il comprend un troisième module de définition et d'application d'une commande de vitesse de l'aéronef, propre à contrôler la vitesse de l'aéronef lors de la manoeuvre de récupération.
L'invention a aussi pour objet un procédé de pilotage automatique d'un aéronef, comportant les étapes suivantes :
- fourniture d'un système tel que défini plus haut ;
- activation du module de commande pour définir des paramètres d'une manoeuvre de récupération ;
- calcul par le sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités destinées à
être appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité ;
- élaboration par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition d'application de commandes respectives de facteur de charge et de roulis pour mettre en oeuvre la manoeuvre de récupération, en appliquant au moins le couple d'autorités calculées par le sous module de calcul.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en se référant aux dessins annexés, sur lesquels - la figure 1 est une vue de côté d'un aéronef comportant un système de pilotage automatique selon l'invention, dans des attitudes, avant activation du système pour effectuer une manoeuvre de récupération ;
- la figure 2 est une vue de face de l'aéronef de la figure 1 dans des attitudes avec un fort angle de gîte, avant activation du système ;
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 1 à la fin de la manoeuvre de récupération ;
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 2 à la fin de la manoeuvre de récupération ;
- la figure 5 est un graphe illustrant le domaine d'activation du pilote automatique - la figure 6 est une vue schématique partielle du système de pilotage automatique selon l'invention ;
- la figure 7 illustre une première loi d'autorités calculée en fonction de la vitesse conventionnelle courante ; et - la figure 8 illustre une deuxième loi d'autorités calculée en fonction de l'altitude courante.
Dans tout ce qui suit, les termes (L1) et (L2) s'entendent par rapport aux lois d'autorités L1, L2 et non par rapport à un paramètre. Ainsi, un terme X(L1) est le terme X
obtenu suivant la loi d'autorité L1 et le terme X(L2) est le terme X obtenu suivant la loi d'autorité L2.
L'invention a aussi pour objet un procédé de pilotage automatique d'un aéronef, comportant les étapes suivantes :
- fourniture d'un système tel que défini plus haut ;
- activation du module de commande pour définir des paramètres d'une manoeuvre de récupération ;
- calcul par le sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités destinées à
être appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la manoeuvre de récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité ;
- élaboration par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition d'application de commandes respectives de facteur de charge et de roulis pour mettre en oeuvre la manoeuvre de récupération, en appliquant au moins le couple d'autorités calculées par le sous module de calcul.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en se référant aux dessins annexés, sur lesquels - la figure 1 est une vue de côté d'un aéronef comportant un système de pilotage automatique selon l'invention, dans des attitudes, avant activation du système pour effectuer une manoeuvre de récupération ;
- la figure 2 est une vue de face de l'aéronef de la figure 1 dans des attitudes avec un fort angle de gîte, avant activation du système ;
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 1 à la fin de la manoeuvre de récupération ;
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 2 à la fin de la manoeuvre de récupération ;
- la figure 5 est un graphe illustrant le domaine d'activation du pilote automatique - la figure 6 est une vue schématique partielle du système de pilotage automatique selon l'invention ;
- la figure 7 illustre une première loi d'autorités calculée en fonction de la vitesse conventionnelle courante ; et - la figure 8 illustre une deuxième loi d'autorités calculée en fonction de l'altitude courante.
Dans tout ce qui suit, les termes (L1) et (L2) s'entendent par rapport aux lois d'autorités L1, L2 et non par rapport à un paramètre. Ainsi, un terme X(L1) est le terme X
obtenu suivant la loi d'autorité L1 et le terme X(L2) est le terme X obtenu suivant la loi d'autorité L2.
5 Un premier aéronef 10 selon l'invention est illustré par les figures 1 à 4.
L'aéronef comprend au moins un moteur 12, des gouvernes 14 et des capteurs de mesure 16 de l'orientation, de la position et du déplacement de l'aéronef 10.
L'aéronef 10 comporte en outre un cockpit 18, des organes de pilotage 20 de l'aéronef 10 et un système 22 de pilotage automatique selon l'invention.
10 Les gouvernes 14 comportent notamment des surfaces mobiles de la voilure et de l'empennage propres à affecter notamment la pente GAMMA de l'aéronef 10, représentée sur la figure 1, et son angle de gîte PHI, représenté sur la figure 2.
Les gouvernes 14 comportent en outre des aérofreins, propres à se déployer pour réduire la vitesse de l'aéronef.
Les capteurs de mesure 16 comportent notamment une centrale inertielle, éventuellement hybridée GPS, propre à déterminer à tout instant l'orientation de l'aéronef, notamment la pente et l'angle de gîte de l'aéronef, ainsi que sa position, notamment son altitude et sa vitesse par rapport au sol.
Les capteurs de mesure 16 comportent en outre au moins un capteur de pression statique, et au moins un capteur de mesure de pression dynamique, pour déterminer la vitesse conventionnelle ou badin , par rapport à l'air dans lequel évolue l'aéronef 10.
Ceci permet également de déterminer l'altitude barométrique.
Les organes de pilotage 20 comportent une centrale 23A de commande de facteur de charge NZ (voir figure 6), et une centrale 23B de commande de roulis P
(voir figure 6) reliées mécaniquement aux gouvernes 16.
Les centrales de commande sont pilotables manuellement par l'équipage à l'aide d'un manche situé dans le cockpit ou sont pilotables par le système de pilotage automatique 22 pour réaliser respectivement une commande de roulis, et une commande de facteur de charge, à l'aide des gouvernes 14.
Pour atteindre une consigne de pente ou d'angle de gîte donné, chaque centrale de commande est propre à appliquer une autorité NZAuT, PAuT pour réaliser la man uvre.
Cette autorité NZAu-r, PAUT est exprimée par exemple sous la forme d'une accélération verticale en ce qui concerne le facteur de charge NZ et d'une vitesse angulaire, en ce qui concerne le roulis P.
Les centrales de commande 23A, 23B appliquent au plus un couple d'autorités maximales de pilotage manuel NZAUTmax, PAUTmax pour le pilotage manuel de l'aéronef 10 à
L'aéronef comprend au moins un moteur 12, des gouvernes 14 et des capteurs de mesure 16 de l'orientation, de la position et du déplacement de l'aéronef 10.
L'aéronef 10 comporte en outre un cockpit 18, des organes de pilotage 20 de l'aéronef 10 et un système 22 de pilotage automatique selon l'invention.
10 Les gouvernes 14 comportent notamment des surfaces mobiles de la voilure et de l'empennage propres à affecter notamment la pente GAMMA de l'aéronef 10, représentée sur la figure 1, et son angle de gîte PHI, représenté sur la figure 2.
Les gouvernes 14 comportent en outre des aérofreins, propres à se déployer pour réduire la vitesse de l'aéronef.
Les capteurs de mesure 16 comportent notamment une centrale inertielle, éventuellement hybridée GPS, propre à déterminer à tout instant l'orientation de l'aéronef, notamment la pente et l'angle de gîte de l'aéronef, ainsi que sa position, notamment son altitude et sa vitesse par rapport au sol.
Les capteurs de mesure 16 comportent en outre au moins un capteur de pression statique, et au moins un capteur de mesure de pression dynamique, pour déterminer la vitesse conventionnelle ou badin , par rapport à l'air dans lequel évolue l'aéronef 10.
Ceci permet également de déterminer l'altitude barométrique.
Les organes de pilotage 20 comportent une centrale 23A de commande de facteur de charge NZ (voir figure 6), et une centrale 23B de commande de roulis P
(voir figure 6) reliées mécaniquement aux gouvernes 16.
Les centrales de commande sont pilotables manuellement par l'équipage à l'aide d'un manche situé dans le cockpit ou sont pilotables par le système de pilotage automatique 22 pour réaliser respectivement une commande de roulis, et une commande de facteur de charge, à l'aide des gouvernes 14.
Pour atteindre une consigne de pente ou d'angle de gîte donné, chaque centrale de commande est propre à appliquer une autorité NZAuT, PAuT pour réaliser la man uvre.
Cette autorité NZAu-r, PAUT est exprimée par exemple sous la forme d'une accélération verticale en ce qui concerne le facteur de charge NZ et d'une vitesse angulaire, en ce qui concerne le roulis P.
Les centrales de commande 23A, 23B appliquent au plus un couple d'autorités maximales de pilotage manuel NZAUTmax, PAUTmax pour le pilotage manuel de l'aéronef 10 à
6 l'aide du manche, en fonction de la manoeuvrabilité de l'aéronef 10 et des accélérations maximales supportables par les occupants de l'aéronef.
L'autorité maximale NZAu-rmax pour le facteur de charge est par exemple inférieure à 3 g et est comprise notamment entre 2,2 g et 2,7 g. L'autorité maximale PAUTmax pour le roulis est par exemple inférieure à 50 deg/s et est notamment comprise entre 35 deg/s et 45 deg/s.
Les organes de pilotage 20 comportent en outre une centrale 23C de commande, propre à être actionnée par l'équipage ou par le système de pilotage automatique 22 pour réaliser une commande de poussée de chaque moteur 12, afin d'augmenter l'énergie mécanique de l'aéronef 10 et des centrales 23D de commande du déploiement des aérofreins, afin de diminuer l'énergie mécanique de l'aéronef.
Le système de pilotage automatique 22 comporte d'une manière connue un ensemble de commandes (non représenté) de l'évolution de l'aéronef dans un domaine d'activation 28, défini par des limites en angle de gîte et pente, et, selon l'invention, un ensemble 30 de récupération, visible sur le figure 6, propre à être activé
dans le domaine d'activation 28 du pilotage automatique et hors de celui-ci.
Le système de pilotage automatique 22 comprend en particulier un ou plusieurs calculateurs propres à loger et à exécuter des applications logicielles relatives à
l'ensemble de commandes et à l'ensemble de récupération 30.
Dans le domaine d'activation 28, l'ensemble de commande du système de pilotage automatique 22 est ainsi apte à piloter automatiquement les centrales de commande 23A
à 23D pour appliquer au moins une consigne dans un plan vertical, telle qu'une consigne d'altitude, une consigne dans un plan latéral telle qu'une consigne de cap ou/et une consigne suivant l'axe vitesse de l'aéronef 10, définie par l'équipage.
Lors de l'utilisation de l'ensemble de commande, les centrales de commande du système de pilotage automatique 22 appliquent un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, NZAu-rn PAUTn prédéfinies pour le pilotage automatique de l'aéronef 10.
Ces autorités NZAu-rn ; PAUTn sont inférieures chacune aux autorités maximales NZAurmax PAUTmax correspondantes en pilotage manuel.
L'autorité classique de pilotage automatique NZAu-rn Pour l'accélération verticale est par exemple inférieure à 1,5 g et est comprise notamment entre 1,2 g et 1,4 g.
L'autorité classique de pilotage automatique P
- AUTn pour la vitesse angulaire est par exemple inférieure à 20 deg/s et est notamment comprise entre 5 deg/s et 15 deg/s.
L'ensemble de commande est activable par l'équipage dans le domaine 28 nominal, représenté partiellement sur la figure 5 pour la pente et l'angle de gîte. Hors de
L'autorité maximale NZAu-rmax pour le facteur de charge est par exemple inférieure à 3 g et est comprise notamment entre 2,2 g et 2,7 g. L'autorité maximale PAUTmax pour le roulis est par exemple inférieure à 50 deg/s et est notamment comprise entre 35 deg/s et 45 deg/s.
Les organes de pilotage 20 comportent en outre une centrale 23C de commande, propre à être actionnée par l'équipage ou par le système de pilotage automatique 22 pour réaliser une commande de poussée de chaque moteur 12, afin d'augmenter l'énergie mécanique de l'aéronef 10 et des centrales 23D de commande du déploiement des aérofreins, afin de diminuer l'énergie mécanique de l'aéronef.
Le système de pilotage automatique 22 comporte d'une manière connue un ensemble de commandes (non représenté) de l'évolution de l'aéronef dans un domaine d'activation 28, défini par des limites en angle de gîte et pente, et, selon l'invention, un ensemble 30 de récupération, visible sur le figure 6, propre à être activé
dans le domaine d'activation 28 du pilotage automatique et hors de celui-ci.
Le système de pilotage automatique 22 comprend en particulier un ou plusieurs calculateurs propres à loger et à exécuter des applications logicielles relatives à
l'ensemble de commandes et à l'ensemble de récupération 30.
Dans le domaine d'activation 28, l'ensemble de commande du système de pilotage automatique 22 est ainsi apte à piloter automatiquement les centrales de commande 23A
à 23D pour appliquer au moins une consigne dans un plan vertical, telle qu'une consigne d'altitude, une consigne dans un plan latéral telle qu'une consigne de cap ou/et une consigne suivant l'axe vitesse de l'aéronef 10, définie par l'équipage.
Lors de l'utilisation de l'ensemble de commande, les centrales de commande du système de pilotage automatique 22 appliquent un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, NZAu-rn PAUTn prédéfinies pour le pilotage automatique de l'aéronef 10.
Ces autorités NZAu-rn ; PAUTn sont inférieures chacune aux autorités maximales NZAurmax PAUTmax correspondantes en pilotage manuel.
L'autorité classique de pilotage automatique NZAu-rn Pour l'accélération verticale est par exemple inférieure à 1,5 g et est comprise notamment entre 1,2 g et 1,4 g.
L'autorité classique de pilotage automatique P
- AUTn pour la vitesse angulaire est par exemple inférieure à 20 deg/s et est notamment comprise entre 5 deg/s et 15 deg/s.
L'ensemble de commande est activable par l'équipage dans le domaine 28 nominal, représenté partiellement sur la figure 5 pour la pente et l'angle de gîte. Hors de
7 ce domaine d'activation 28, l'ensemble de commande n'est pas activable, l'équipage doit piloter manuellement l'aéronef.
Dans l'exemple représenté sur la figure 5, le domaine d'activation 28 est borné en pente entre une pente positive maximum GAMMAn,õ, par exemple égale à +50 et une pente négative minimale GAMMAmin, par exemple égale à -500. Il est également borné en angle de gîte par un angle de gîte maximal Philmax par exemple égal à +750 et par un angle de gîte minimal PHInn par exemple égal à -75 .
Dans cet exemple, le domaine 28 est donc rectangulaire dans le plan défini par la pente et l'angle de gîte.
Selon l'invention, l'ensemble de récupération 30 est propre à être activé par l'équipage ou automatiquement, pour effectuer une manoeuvre de récupération visant à
ramener l'aéronef 10 dans des attitudes de consigne en fin de manoeuvre, à
partir d'attitudes initiales quelconques.
Dans cet exemple, les attitudes de consigne en fin de manoeuvre prédéterminées comportent la disposition de l'aéronef 10 ailes à plat, avec un angle de gîte nul, et remis en palier, avec une pente nulle, comme illustré par les figures 3 et 4. Ces attitudes de consigne prédéterminées sont éventuellement associées à un contrôle de l'axe vitesse.
L'aéronef 10 dans ses attitudes initiales, avant la manoeuvre de récupération, présente par exemple un nez bas ou un angle de gîte élevé, comme illustré par les exemples donnés sur les figures 1 et 2. L'aéronef 10 évolue parfois hors du domaine d'activation 28, dans lequel l'ensemble de commande du système de pilotage automatique 12 peut être activé.
L'ensemble de récupération 30 est propre à être activé manuellement sous l'effet d'une commande 32 de l'équipage, par exemple par appui sur un bouton physique ou virtuel situé dans le cockpit 18 de l'aéronef 10. Il est également propre à
être activé
automatiquement, par exemple lorsque l'aéronef 10 sort du domaine d'activation 28.
Selon l'invention, et dans l'exemple illustré par la figure 6, l'ensemble de récupération 30 comprend un module d'activation 34, un premier module 36 de définition et d'application d'une commande NZC de facteur de charge, et un deuxième module 38 de définition et d'application d'une commande P de roulis.
L'ensemble de récupération 30 comporte en outre un module de commande 40 du premier module 36 et du deuxième module 38, propre à être activé par le module d'activation 34 pour définir les caractéristiques de la manoeuvre de récupération.
L'ensemble de récupération 30 comporte en outre avantageusement un troisième module 42 de définition et d'application d'au moins d'une commande de vitesse,
Dans l'exemple représenté sur la figure 5, le domaine d'activation 28 est borné en pente entre une pente positive maximum GAMMAn,õ, par exemple égale à +50 et une pente négative minimale GAMMAmin, par exemple égale à -500. Il est également borné en angle de gîte par un angle de gîte maximal Philmax par exemple égal à +750 et par un angle de gîte minimal PHInn par exemple égal à -75 .
Dans cet exemple, le domaine 28 est donc rectangulaire dans le plan défini par la pente et l'angle de gîte.
Selon l'invention, l'ensemble de récupération 30 est propre à être activé par l'équipage ou automatiquement, pour effectuer une manoeuvre de récupération visant à
ramener l'aéronef 10 dans des attitudes de consigne en fin de manoeuvre, à
partir d'attitudes initiales quelconques.
Dans cet exemple, les attitudes de consigne en fin de manoeuvre prédéterminées comportent la disposition de l'aéronef 10 ailes à plat, avec un angle de gîte nul, et remis en palier, avec une pente nulle, comme illustré par les figures 3 et 4. Ces attitudes de consigne prédéterminées sont éventuellement associées à un contrôle de l'axe vitesse.
L'aéronef 10 dans ses attitudes initiales, avant la manoeuvre de récupération, présente par exemple un nez bas ou un angle de gîte élevé, comme illustré par les exemples donnés sur les figures 1 et 2. L'aéronef 10 évolue parfois hors du domaine d'activation 28, dans lequel l'ensemble de commande du système de pilotage automatique 12 peut être activé.
L'ensemble de récupération 30 est propre à être activé manuellement sous l'effet d'une commande 32 de l'équipage, par exemple par appui sur un bouton physique ou virtuel situé dans le cockpit 18 de l'aéronef 10. Il est également propre à
être activé
automatiquement, par exemple lorsque l'aéronef 10 sort du domaine d'activation 28.
Selon l'invention, et dans l'exemple illustré par la figure 6, l'ensemble de récupération 30 comprend un module d'activation 34, un premier module 36 de définition et d'application d'une commande NZC de facteur de charge, et un deuxième module 38 de définition et d'application d'une commande P de roulis.
L'ensemble de récupération 30 comporte en outre un module de commande 40 du premier module 36 et du deuxième module 38, propre à être activé par le module d'activation 34 pour définir les caractéristiques de la manoeuvre de récupération.
L'ensemble de récupération 30 comporte en outre avantageusement un troisième module 42 de définition et d'application d'au moins d'une commande de vitesse,
8 Le module d'activation 34 est propre à recevoir un ordre de l'équipage demandant d'effectuer la manoeuvre de récupération, ou à s'activer automatiquement lors de la détection d'un état donné d'évolution de l'aéronef, par exemple en dehors du domaine d'activation 28.
Le module d'activation 34 est propre à activer le module de commande 40 et à
transmettre une information d'activation du mode de récupération à chaque module de définition et d'application de commande 36, 38, 42.
Le module de commande 40 comporte un sous module 46 de détermination d'une phase de vol de l'aéronef et, selon l'invention, un sous module 48 de calcul d'autorités variables NZAur ; PAUT de manoeuvre à appliquer, en fonction du risque de sortie d'un domaine de vitesse acceptable pour l'aéronef 10 et du risque de passage sous une altitude de sécurité Zs.
Le sous module 46 est propre à déterminer une phase de vol de l'aéronef 10 choisie parmi une pluralité de phases de vol caractérisant l'évolution courante de l'aéronef, sur la base de paramètres courants de l'aéronef, mesurés par les capteurs, notamment la pente GAMMA, l'assiette longitudinale THETA, et l'angle de gîte PHI.
Le sous module 46 est ainsi propre à produire un indicateur de la situation correspondant à un type de manoeuvre de sauvegarde. Par exemple, la situation identifiée comme Nez bas (caractéristique d'une situation où l'avion est à
pente négative modérée à forte) conduira à une manoeuvre de remise ailes à plat puis cabrer.
Le sous module 48 de calcul d'autorités comporte une première application 60 de calcul d'un premier couple d'autorités vis-à-vis du risque de sortie de domaine de vitesse, une deuxième application 62 de calcul d'un deuxième couple d'autorités vis-à-vis du risque de passage sous une altitude de sécurité donnée, et une troisième application 64 de comparaison des autorités calculées par les applications 60 et 62 pour déterminer un couple d'autorités destinées à être transmises respectivement au premier module 36 et au deuxième module 38.
La première application 60 est propre à élaborer une première loi d'autorités normalisée en fonction de la vitesse conventionnelle Vc d'au moins un paramètre de sécurité ici formé par la vitesse maximale d'opération. La première application 60 est ensuite propre à calculer un couple d'autorités NZAuT(L1), PAuT(L1) sur la base de la première loi d'autorités L1 et de la vitesse conventionnelle courante mesurée Vcm.
Avantageusement, la première application 60 est propre à élaborer la première loi d'autorités L1 sur la base de trois couples d'autorités de référence prédéfinies, par exemple, un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un couple d'autorités intermédiaires, et un couple d'autorités maximales en pilotage manuel et d'un paramètre
Le module d'activation 34 est propre à activer le module de commande 40 et à
transmettre une information d'activation du mode de récupération à chaque module de définition et d'application de commande 36, 38, 42.
Le module de commande 40 comporte un sous module 46 de détermination d'une phase de vol de l'aéronef et, selon l'invention, un sous module 48 de calcul d'autorités variables NZAur ; PAUT de manoeuvre à appliquer, en fonction du risque de sortie d'un domaine de vitesse acceptable pour l'aéronef 10 et du risque de passage sous une altitude de sécurité Zs.
Le sous module 46 est propre à déterminer une phase de vol de l'aéronef 10 choisie parmi une pluralité de phases de vol caractérisant l'évolution courante de l'aéronef, sur la base de paramètres courants de l'aéronef, mesurés par les capteurs, notamment la pente GAMMA, l'assiette longitudinale THETA, et l'angle de gîte PHI.
Le sous module 46 est ainsi propre à produire un indicateur de la situation correspondant à un type de manoeuvre de sauvegarde. Par exemple, la situation identifiée comme Nez bas (caractéristique d'une situation où l'avion est à
pente négative modérée à forte) conduira à une manoeuvre de remise ailes à plat puis cabrer.
Le sous module 48 de calcul d'autorités comporte une première application 60 de calcul d'un premier couple d'autorités vis-à-vis du risque de sortie de domaine de vitesse, une deuxième application 62 de calcul d'un deuxième couple d'autorités vis-à-vis du risque de passage sous une altitude de sécurité donnée, et une troisième application 64 de comparaison des autorités calculées par les applications 60 et 62 pour déterminer un couple d'autorités destinées à être transmises respectivement au premier module 36 et au deuxième module 38.
La première application 60 est propre à élaborer une première loi d'autorités normalisée en fonction de la vitesse conventionnelle Vc d'au moins un paramètre de sécurité ici formé par la vitesse maximale d'opération. La première application 60 est ensuite propre à calculer un couple d'autorités NZAuT(L1), PAuT(L1) sur la base de la première loi d'autorités L1 et de la vitesse conventionnelle courante mesurée Vcm.
Avantageusement, la première application 60 est propre à élaborer la première loi d'autorités L1 sur la base de trois couples d'autorités de référence prédéfinies, par exemple, un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un couple d'autorités intermédiaires, et un couple d'autorités maximales en pilotage manuel et d'un paramètre
9 de sécurité formé ici par la vitesse maximale d'opération VMO/MMO, supportée structurellement par l'aéronef 10. Une telle vitesse est définie par exemple dans le paragraphe 14 CFR 25.1505 de la loi américaine.
Dans le cas présent, comme illustré par la figure 7, des valeurs de vitesse conventionnelle maximale en début de manoeuvre VCM1, VCM2, VCM3 simulées sont déterminées respectivement pour le couple d'autorités classiques de pilotage automatique, pour le couple d'autorités intermédiaires et pour le couple d'autorités maximales en pilotage manuel, avec la pente et l'angle de gîte mesuré.
Un coefficient d'autorités égal à 0 est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM1 simulée pour le couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un coefficient d'autorités égal à une valeur comprise strictement entre 0 et 1, par exemple 0,5, est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM2 simulée pour le couple d'autorités intermédiaires, et un coefficient d'autorités égal à 1 est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM3 simulée pour le couple d'autorités maximales de pilotage manuel.
Le coefficient d'autorités CA varie par ailleurs linéairement en fonction de la vitesse conventionnelle Vc entre les points ainsi définis.
Puis, la première application 60 est propre à calculer le coefficient d'autorités CAa(L1) à appliquer en déterminant le point de la loi d'autorités L1 correspondant à la vitesse conventionnelle mesurée VQõ, à chaque instant à l'aide des capteurs 16.
La première application 60 est ensuite propre à déterminer un premier couple d'autorités (NZAum(L1), PAuT(L1)) en appliquant une pondération égale au coefficient d'autorités CA,(L1) obtenu entre l'autorité classique de pilotage automatique NZAu-r.
PAUTn et l'autorité maximale de pilotage manuel NZAu-rm PAUTm par exemple par les équations :
NZAuT (L1) = N7 --AUTn X (1- CAa(L1)) + NZAu+m X CAa(I-1) ;
PAUT (1-1) = PAUTn X (1- CAn(L1)) PAUTm x CA0(L1).
La première application 60 est ainsi apte à définir un premier couple d'autorités (NZAuT(L1), PAuT(L1)), correspondant respectivement à la commande du facteur de charge et à la commande du roulis selon la première loi d'autorités.
La deuxième application 62 est propre à définir une deuxième loi d'autorités normalisées L2 en fonction de l'altitude Z de l'aéronef 10, sur la base des attitudes de l'aéronef 10, d'au moins un couple d'autorités de référence prédéterminées (facteur de charge ; roulis), et d'un paramètre de sécurité formé par une altitude de sécurité Z, prédéfinie. La deuxième application 62 est ensuite propre à calculer un deuxième couple d'autorités NZAuT(L2), PAuT(L2) sur la base de la deuxième loi d'autorités L2 et de l'altitude Zn, de l'aéronef 10 à la réception de l'ordre.
Avantageusement, la deuxième application 62 est propre à élaborer la deuxième loi d'autorités L2 sur la base de trois couples d'autorités de référence prédéterminées, par 5 exemple, un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un couple d'autorités intermédiaires, et un couple d'autorités maximales en pilotage manuel.
A cet effet, la deuxième application 62 comporte une base de données de pertes d'altitude DZ entre la début et la fin de la manoeuvre de récupération, obtenues par simulation, en fonction des attitudes de l'aéronef 10, notamment en fonction de la pente et
Dans le cas présent, comme illustré par la figure 7, des valeurs de vitesse conventionnelle maximale en début de manoeuvre VCM1, VCM2, VCM3 simulées sont déterminées respectivement pour le couple d'autorités classiques de pilotage automatique, pour le couple d'autorités intermédiaires et pour le couple d'autorités maximales en pilotage manuel, avec la pente et l'angle de gîte mesuré.
Un coefficient d'autorités égal à 0 est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM1 simulée pour le couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un coefficient d'autorités égal à une valeur comprise strictement entre 0 et 1, par exemple 0,5, est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM2 simulée pour le couple d'autorités intermédiaires, et un coefficient d'autorités égal à 1 est attribué à la vitesse conventionnelle maximale VCM3 simulée pour le couple d'autorités maximales de pilotage manuel.
Le coefficient d'autorités CA varie par ailleurs linéairement en fonction de la vitesse conventionnelle Vc entre les points ainsi définis.
Puis, la première application 60 est propre à calculer le coefficient d'autorités CAa(L1) à appliquer en déterminant le point de la loi d'autorités L1 correspondant à la vitesse conventionnelle mesurée VQõ, à chaque instant à l'aide des capteurs 16.
La première application 60 est ensuite propre à déterminer un premier couple d'autorités (NZAum(L1), PAuT(L1)) en appliquant une pondération égale au coefficient d'autorités CA,(L1) obtenu entre l'autorité classique de pilotage automatique NZAu-r.
PAUTn et l'autorité maximale de pilotage manuel NZAu-rm PAUTm par exemple par les équations :
NZAuT (L1) = N7 --AUTn X (1- CAa(L1)) + NZAu+m X CAa(I-1) ;
PAUT (1-1) = PAUTn X (1- CAn(L1)) PAUTm x CA0(L1).
La première application 60 est ainsi apte à définir un premier couple d'autorités (NZAuT(L1), PAuT(L1)), correspondant respectivement à la commande du facteur de charge et à la commande du roulis selon la première loi d'autorités.
La deuxième application 62 est propre à définir une deuxième loi d'autorités normalisées L2 en fonction de l'altitude Z de l'aéronef 10, sur la base des attitudes de l'aéronef 10, d'au moins un couple d'autorités de référence prédéterminées (facteur de charge ; roulis), et d'un paramètre de sécurité formé par une altitude de sécurité Z, prédéfinie. La deuxième application 62 est ensuite propre à calculer un deuxième couple d'autorités NZAuT(L2), PAuT(L2) sur la base de la deuxième loi d'autorités L2 et de l'altitude Zn, de l'aéronef 10 à la réception de l'ordre.
Avantageusement, la deuxième application 62 est propre à élaborer la deuxième loi d'autorités L2 sur la base de trois couples d'autorités de référence prédéterminées, par 5 exemple, un couple d'autorités classiques de pilotage automatique, un couple d'autorités intermédiaires, et un couple d'autorités maximales en pilotage manuel.
A cet effet, la deuxième application 62 comporte une base de données de pertes d'altitude DZ entre la début et la fin de la manoeuvre de récupération, obtenues par simulation, en fonction des attitudes de l'aéronef 10, notamment en fonction de la pente et
10 de l'angle de gîte, et pour les autorités de référence prédéterminées.
La deuxième loi d'autorités L2 est ensuite obtenue par la deuxième application en attribuant à chaque altitude simulée un coefficient d'autorités CA,(L2) compris entre 0 et 1, pour définir des points de la courbe de la deuxième loi d'autorités L2 en fonction de l'altitude, et en définissant l'évolution de la deuxième loi d'autorités L2 en fonction de l'altitude entre les points de la courbe ainsi définis.
Dans le cas présent, comme illustré par la figure 8, des pertes d'altitude simulées DZ1, DZ2, DZ3 sont déterminées respectivement pour le couple d'autorités classiques de pilotage automatique, pour le couple d'autorités intermédiaires et pour le couple d'autorités maximales en pilotage manuel.
L'altitude de sécurité Zs dépend de la position géographique courante de l'aéronef 10. Cette altitude Z, est par exemple obtenue à partir d'une base de données géographique sur la base de la position courante mesurée par les capteurs 16.
Le coefficient d'autorités varie par ailleurs linéairement en fonction de l'altitude entre les points ainsi définis.
Puis, le coefficient d'autorités à appliquer CA,(L2) est obtenu par la deuxième application 62 en déterminant le point de la deuxième loi d'autorités L2 correspondant à
l'altitude courante mesurée .4õ, à l'aide des capteurs 16.
La deuxième application 62 est ensuite propre à déterminer un deuxième couple d'autorités (NZAtiT(L2), PAuT(L2)) en appliquant une pondération égale au coefficient d'autorités CA,(L2) obtenu entre l'autorité classique de pilotage automatique NZAuTri ;
PAUTn et l'autorité maximale de pilotage manuel NZAUT, ; PRUT, par exemple par les formules suivantes :
NZAuT (L2) = NZAu-rn X (1- CA,(L2)) + NZAtsrm x CA5(L2) ;
PAUT (L2) = PAUTn X (1- CA5(L2)) PAL/Tm X CAa(L2).
La deuxième loi d'autorités L2 est ensuite obtenue par la deuxième application en attribuant à chaque altitude simulée un coefficient d'autorités CA,(L2) compris entre 0 et 1, pour définir des points de la courbe de la deuxième loi d'autorités L2 en fonction de l'altitude, et en définissant l'évolution de la deuxième loi d'autorités L2 en fonction de l'altitude entre les points de la courbe ainsi définis.
Dans le cas présent, comme illustré par la figure 8, des pertes d'altitude simulées DZ1, DZ2, DZ3 sont déterminées respectivement pour le couple d'autorités classiques de pilotage automatique, pour le couple d'autorités intermédiaires et pour le couple d'autorités maximales en pilotage manuel.
L'altitude de sécurité Zs dépend de la position géographique courante de l'aéronef 10. Cette altitude Z, est par exemple obtenue à partir d'une base de données géographique sur la base de la position courante mesurée par les capteurs 16.
Le coefficient d'autorités varie par ailleurs linéairement en fonction de l'altitude entre les points ainsi définis.
Puis, le coefficient d'autorités à appliquer CA,(L2) est obtenu par la deuxième application 62 en déterminant le point de la deuxième loi d'autorités L2 correspondant à
l'altitude courante mesurée .4õ, à l'aide des capteurs 16.
La deuxième application 62 est ensuite propre à déterminer un deuxième couple d'autorités (NZAtiT(L2), PAuT(L2)) en appliquant une pondération égale au coefficient d'autorités CA,(L2) obtenu entre l'autorité classique de pilotage automatique NZAuTri ;
PAUTn et l'autorité maximale de pilotage manuel NZAUT, ; PRUT, par exemple par les formules suivantes :
NZAuT (L2) = NZAu-rn X (1- CA,(L2)) + NZAtsrm x CA5(L2) ;
PAUT (L2) = PAUTn X (1- CA5(L2)) PAL/Tm X CAa(L2).
11 La deuxième application 62 est ainsi apte à définir un deuxième couple d'autorités (NZAuT(L2), PAuT(L2)), correspondant respectivement à la commande du facteur de charge et à la commande du roulis.
La troisième application 64 de comparaison est propre à comparer l'autorité
NZAuT(L1) obtenue pour la commande de facteur de charge à l'aide de la première application 60 et l'autorité NZAuT(L2) correspondante obtenue à l'aide de la deuxième application 62, pour définir une autorité NZALfr calculée pour la commande du facteur de charge choisie comme la plus grande parmi les autorités NZAuT(L1) et NZAuT(L2).
De même, la troisième application 64 de comparaison est propre à comparer l'autorité PAuT(L1) obtenue pour la commande du roulis à l'aide de la première application 60 et l'autorité PAuT(L2) correspondante obtenue à l'aide de la deuxième application 62, pour définir une autorité P
AUT calculée pour la commande du roulis choisie comme la plus grande parmi les autorités PAuT(L1) et PAuT(L2).
Un couple (NZAur, PAUT,) d'autorités est ainsi obtenu à l'aide de la troisième application 64 de comparaison.
Les autorités définies NZAUT, PAUT sont variables pour prendre une valeur optimale comprise entre une autorité classique et de pilotage automatique et une autorité maximale de pilotage manuel de l'aéronef. Ainsi, le sous module de calcul des autorités 48 effectue un calcul d'autorités qui s'adapte parfaitement à la man uvre à effectuer en tenant compte de la sévérité de la situation, et du risque de sortie du domaine en vitesse ou du passage sous une altitude de sécurité, tout en minimisant l'inconfort des occupants de l'aéronef.
Le premier module de définition et d'application 36 d'une commande de facteur de charge NZC est propre à définir une commande du facteur de charge, en fonction de la phase d'évolution de l'aéronef 10, déterminée par le sous module de détermination 46, du facteur de charge mesuré NZ, et de l'autorité NZAur calculée à partir du sous module 48.
Le premier module 36 est ensuite propre à transmettre cette commande à la centrale de commande de facteur de charge 23A.
Le deuxième module de définition et d'application 38 d'une commande de roulis P
est propre à définir une commande de roulis P, en fonction de la phase d'évolution de l'aéronef déterminée par le sous module de détermination 46, en fonction du roulis mesuré PHI, et de l'autorité P
- AUT calculée par le sous module 48, pour atteindre une consigne PHICOM d'angle de gîte dans les attitudes de consigne prédéterminées à la fin de la manoeuvre de récupération, Le deuxième module 38 est ensuite propre à transmettre cette commande à la centrale de commande du roulis 23E3.
La troisième application 64 de comparaison est propre à comparer l'autorité
NZAuT(L1) obtenue pour la commande de facteur de charge à l'aide de la première application 60 et l'autorité NZAuT(L2) correspondante obtenue à l'aide de la deuxième application 62, pour définir une autorité NZALfr calculée pour la commande du facteur de charge choisie comme la plus grande parmi les autorités NZAuT(L1) et NZAuT(L2).
De même, la troisième application 64 de comparaison est propre à comparer l'autorité PAuT(L1) obtenue pour la commande du roulis à l'aide de la première application 60 et l'autorité PAuT(L2) correspondante obtenue à l'aide de la deuxième application 62, pour définir une autorité P
AUT calculée pour la commande du roulis choisie comme la plus grande parmi les autorités PAuT(L1) et PAuT(L2).
Un couple (NZAur, PAUT,) d'autorités est ainsi obtenu à l'aide de la troisième application 64 de comparaison.
Les autorités définies NZAUT, PAUT sont variables pour prendre une valeur optimale comprise entre une autorité classique et de pilotage automatique et une autorité maximale de pilotage manuel de l'aéronef. Ainsi, le sous module de calcul des autorités 48 effectue un calcul d'autorités qui s'adapte parfaitement à la man uvre à effectuer en tenant compte de la sévérité de la situation, et du risque de sortie du domaine en vitesse ou du passage sous une altitude de sécurité, tout en minimisant l'inconfort des occupants de l'aéronef.
Le premier module de définition et d'application 36 d'une commande de facteur de charge NZC est propre à définir une commande du facteur de charge, en fonction de la phase d'évolution de l'aéronef 10, déterminée par le sous module de détermination 46, du facteur de charge mesuré NZ, et de l'autorité NZAur calculée à partir du sous module 48.
Le premier module 36 est ensuite propre à transmettre cette commande à la centrale de commande de facteur de charge 23A.
Le deuxième module de définition et d'application 38 d'une commande de roulis P
est propre à définir une commande de roulis P, en fonction de la phase d'évolution de l'aéronef déterminée par le sous module de détermination 46, en fonction du roulis mesuré PHI, et de l'autorité P
- AUT calculée par le sous module 48, pour atteindre une consigne PHICOM d'angle de gîte dans les attitudes de consigne prédéterminées à la fin de la manoeuvre de récupération, Le deuxième module 38 est ensuite propre à transmettre cette commande à la centrale de commande du roulis 23E3.
12 Lorsqu'il est présent, le troisième module 42 est propre à élaborer des commandes AB1, AB2 de déploiement des aérofreins, pour diminuer l'énergie mécanique de l'aéronef 10 ou des commandes moteur N pour adapter l'énergie mécanique de l'aéronef 10, afin de maintenir l'aéronef 10 dans une gamme de vitesse acceptable.
La commande de facteur de charge NZC et/ou la commande de roulis P sont appliquées simultanément et/ou décalées temporellement en fonction de la phase d'évolution de l'aéronef 10 obtenue à l'aide du sous module 46.
Un premier procédé de pilotage automatique selon l'invention, mis en oeuvre à
l'aide du système 22 de pilotage automatique va maintenant être décrit.
Initialement, lorsque l'équipage se trouve désorienté ou lorsque l'aéronef 10 subit une forte altération de son évolution, notamment lors d'un passage dans une turbulence de sillage, il donne un ordre de mise en oeuvre de la manoeuvre de récupération, par exemple en appuyant sur un bouton physique ou virtuel présent dans le cockpit 18. En variante, l'ordre est déclenché automatiquement, en fonction des attitudes de l'aéronef.
Selon l'invention, cet ordre peut être déclenché lorsque l'aéronef se trouve dans le domaine d'activation 28, ou hors de ce domaine 28, dans lequel l'équipage doit piloter manuellement l'aéronef 10.
L'ordre d'activation 32 est reçu par le module d'activation 34 qui active le module de commande 40 et informe les modules de définition et d'application 36, 38, 42 de la réception de l'ordre.
Le sous module 46 détermine alors la phase actuelle d'évolution de l'aéronef, sur la base des paramètres de vol courants, tels que la pente GAMMA, l'angle de gîte PHI.
La première application de calcul 60 du sous module 48 élabore ensuite la première loi d'autorités L1, sur la base de la pente et de l'angle de gîte courants, en utilisant la vitesse conventionnelle maximale.
La première application de calcul 60 calcule ensuite successivement un coefficient d'autorités CA,(L1) à partir de la première loi d'autorités L1 pour la vitesse conventionnelle mesurée VC,,, et un premier couple d'autorités (NZAuT(L1), PAuT(L1)) obtenu par pondération entre l'autorité classique de pilotage automatique et l'autorité
maximale de pilotage manuel en fonction du coefficient d'autorités CA,(L1) calculé.
La deuxième application de calcul 62 du sous module 48 élabore parallèlement la deuxième loi d'autorités L2, sur la base de la pente et de l'angle de gîte courants, et sur la base de l'altitude de sécurité Z.
La deuxième application de calcul 62 calcule ensuite successivement un coefficient d'autorités CA,(L2) à partir de la deuxième loi d'autorités L2 pour l'altitude mesurée Zrn, et un deuxième couple d'autorités (NZAuT(1-2), PAise2)) obtenu par
La commande de facteur de charge NZC et/ou la commande de roulis P sont appliquées simultanément et/ou décalées temporellement en fonction de la phase d'évolution de l'aéronef 10 obtenue à l'aide du sous module 46.
Un premier procédé de pilotage automatique selon l'invention, mis en oeuvre à
l'aide du système 22 de pilotage automatique va maintenant être décrit.
Initialement, lorsque l'équipage se trouve désorienté ou lorsque l'aéronef 10 subit une forte altération de son évolution, notamment lors d'un passage dans une turbulence de sillage, il donne un ordre de mise en oeuvre de la manoeuvre de récupération, par exemple en appuyant sur un bouton physique ou virtuel présent dans le cockpit 18. En variante, l'ordre est déclenché automatiquement, en fonction des attitudes de l'aéronef.
Selon l'invention, cet ordre peut être déclenché lorsque l'aéronef se trouve dans le domaine d'activation 28, ou hors de ce domaine 28, dans lequel l'équipage doit piloter manuellement l'aéronef 10.
L'ordre d'activation 32 est reçu par le module d'activation 34 qui active le module de commande 40 et informe les modules de définition et d'application 36, 38, 42 de la réception de l'ordre.
Le sous module 46 détermine alors la phase actuelle d'évolution de l'aéronef, sur la base des paramètres de vol courants, tels que la pente GAMMA, l'angle de gîte PHI.
La première application de calcul 60 du sous module 48 élabore ensuite la première loi d'autorités L1, sur la base de la pente et de l'angle de gîte courants, en utilisant la vitesse conventionnelle maximale.
La première application de calcul 60 calcule ensuite successivement un coefficient d'autorités CA,(L1) à partir de la première loi d'autorités L1 pour la vitesse conventionnelle mesurée VC,,, et un premier couple d'autorités (NZAuT(L1), PAuT(L1)) obtenu par pondération entre l'autorité classique de pilotage automatique et l'autorité
maximale de pilotage manuel en fonction du coefficient d'autorités CA,(L1) calculé.
La deuxième application de calcul 62 du sous module 48 élabore parallèlement la deuxième loi d'autorités L2, sur la base de la pente et de l'angle de gîte courants, et sur la base de l'altitude de sécurité Z.
La deuxième application de calcul 62 calcule ensuite successivement un coefficient d'autorités CA,(L2) à partir de la deuxième loi d'autorités L2 pour l'altitude mesurée Zrn, et un deuxième couple d'autorités (NZAuT(1-2), PAise2)) obtenu par
13 pondération entre l'autorité classique de pilotage automatique et l'autorité
maximale de pilotage manuel en fonction du coefficient d'autorités (Ca(L2)) calculé.
La troisième application de comparaison 64 compare les autorités individuelles de chacun des couples d'autorités et élabore l'autorité NZAuT de commande du facteur de charge et l'autorité PAuT de commande du roulis, en prenant le maximum des autorités individuelles NZAuT(L1) ; NZAuT(L2) et PAuT(I-1) ; PAU-r(-2) respectives obtenues par la première application 60 et par la deuxième application 62.
Les autorités NZAuT et PAUT sont ensuite transmises respectivement au premier module de définition et d'application 36 et au deuxième module de définition et d'application 38.
Le premier module 36 détermine une commande de facteur de charge NZ, en fonction, du facteur de charge mesuré NZ, de la phase d'évolution de l'aéronef, et de l'autorité NZAuT calculée par le sous module 48. Le deuxième module 38 transmet cette commande à la centrale de commande du facteur de charge 23A, qui manoeuvre les gouvernes 14 en conséquence.
Le deuxième module 38 détermine simultanément une commande de roulis P en fonction de la consigne de roulis PHICOM souhaitée en fin de manoeuvre, du roulis mesuré PHI, de la phase d'évolution de l'aéronef et de l'autorité PAuT
calculée à partir du sous module 48. Le deuxième module 38 transmet cette commande à la centrale de commande du roulis, qui manoeuvre les gouvernes 14 en conséquence.
Éventuellement, le troisième module 42 contrôle la vitesse conventionnelle de l'aéronef lors de la manoeuvre, en élaborant des ordres de commande AB1, AB2 du déploiement des aérofreins, si la vitesse conventionnelle Vc est trop importante ou en élaborant des ordres de commande N ou de chaque moteur 12.
La manoeuvre de récupération est donc mise en oeuvre en tenant compte du risque de sortie du domaine de vitesse, notamment en évitant de passer au-delà
d'une vitesse maximale d'opération (VMO/MMO) et du risque de passage sous une altitude de sécurité, et en intégrant ces risques à la sévérité de la manoeuvre nécessaire.
Les autorités de commande du facteur de charge NZAuT et du roulis P
AUT sont calculées en fonction des attitudes de l'aéronef 10 lors du déclenchement de la manoeuvre et en fonction de la sévérité de la manoeuvre, ce qui limite au minimum les effets ressentis par les occupants de l'aéronef. En particulier, l'inconfort de la manoeuvre pour les passagers est minimisé.
En outre, la manoeuvre de récupération peut être activée dans le domaine classique d'utilisation du système de pilotage automatique 22 ou hors de ce domaine, quelle que soit les attitudes de l'aéronef.
maximale de pilotage manuel en fonction du coefficient d'autorités (Ca(L2)) calculé.
La troisième application de comparaison 64 compare les autorités individuelles de chacun des couples d'autorités et élabore l'autorité NZAuT de commande du facteur de charge et l'autorité PAuT de commande du roulis, en prenant le maximum des autorités individuelles NZAuT(L1) ; NZAuT(L2) et PAuT(I-1) ; PAU-r(-2) respectives obtenues par la première application 60 et par la deuxième application 62.
Les autorités NZAuT et PAUT sont ensuite transmises respectivement au premier module de définition et d'application 36 et au deuxième module de définition et d'application 38.
Le premier module 36 détermine une commande de facteur de charge NZ, en fonction, du facteur de charge mesuré NZ, de la phase d'évolution de l'aéronef, et de l'autorité NZAuT calculée par le sous module 48. Le deuxième module 38 transmet cette commande à la centrale de commande du facteur de charge 23A, qui manoeuvre les gouvernes 14 en conséquence.
Le deuxième module 38 détermine simultanément une commande de roulis P en fonction de la consigne de roulis PHICOM souhaitée en fin de manoeuvre, du roulis mesuré PHI, de la phase d'évolution de l'aéronef et de l'autorité PAuT
calculée à partir du sous module 48. Le deuxième module 38 transmet cette commande à la centrale de commande du roulis, qui manoeuvre les gouvernes 14 en conséquence.
Éventuellement, le troisième module 42 contrôle la vitesse conventionnelle de l'aéronef lors de la manoeuvre, en élaborant des ordres de commande AB1, AB2 du déploiement des aérofreins, si la vitesse conventionnelle Vc est trop importante ou en élaborant des ordres de commande N ou de chaque moteur 12.
La manoeuvre de récupération est donc mise en oeuvre en tenant compte du risque de sortie du domaine de vitesse, notamment en évitant de passer au-delà
d'une vitesse maximale d'opération (VMO/MMO) et du risque de passage sous une altitude de sécurité, et en intégrant ces risques à la sévérité de la manoeuvre nécessaire.
Les autorités de commande du facteur de charge NZAuT et du roulis P
AUT sont calculées en fonction des attitudes de l'aéronef 10 lors du déclenchement de la manoeuvre et en fonction de la sévérité de la manoeuvre, ce qui limite au minimum les effets ressentis par les occupants de l'aéronef. En particulier, l'inconfort de la manoeuvre pour les passagers est minimisé.
En outre, la manoeuvre de récupération peut être activée dans le domaine classique d'utilisation du système de pilotage automatique 22 ou hors de ce domaine, quelle que soit les attitudes de l'aéronef.
14 Ce mode peut être déclenché manuellement par l'équipage ou automatiquement lorsque le système détecte une sortie du domaine classique d'utilisation du système de pilotage automatique 22.
Une fois la manoeuvre effectuée, le système 12 peut alors revenir à un mode classique de pilotage automatique.
Une fois la manoeuvre effectuée, le système 12 peut alors revenir à un mode classique de pilotage automatique.
Claims (18)
1. ¨ Un système de pilotage automatique d'aéronef, comportant :
- un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur de charge;
- un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
et - un module de commande du premier module de définition et d'application et du deuxième module de définition et d'application propre à définir des paramètres d'une man uvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de man uvre à partir d'attitudes initiales;
dans lequel le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la man uvre de récupération, le couple d'autorités comprenant une autorité de facteur de charge et une autorité de roulis, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité, le premier module de définition et d'application étant configuré pour déterminer une commande de facteur de charge en fonction de l'autorité de facteur de charge, le deuxième module de définition et d'application étant configuré pour déterminer une commande de roulis en fonction de l'autorité de roulis.
- un premier module de définition et d'application d'une commande de facteur de charge;
- un deuxième module de définition et d'application d'une commande de roulis;
et - un module de commande du premier module de définition et d'application et du deuxième module de définition et d'application propre à définir des paramètres d'une man uvre de récupération visant à ramener l'aéronef dans des attitudes de consigne en fin de man uvre à partir d'attitudes initiales;
dans lequel le module de commande comporte un sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la man uvre de récupération, le couple d'autorités comprenant une autorité de facteur de charge et une autorité de roulis, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité, le premier module de définition et d'application étant configuré pour déterminer une commande de facteur de charge en fonction de l'autorité de facteur de charge, le deuxième module de définition et d'application étant configuré pour déterminer une commande de roulis en fonction de l'autorité de roulis.
2. ¨ Le système selon la revendication 1, dans lequel chaque autorité
appliquée est calculée pour prendre une valeur comprise entre une autorité classique de pilotage automatique de l'aéronef et une autorité maximale de pilotage manuel de l'aéronef.
appliquée est calculée pour prendre une valeur comprise entre une autorité classique de pilotage automatique de l'aéronef et une autorité maximale de pilotage manuel de l'aéronef.
3. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel le ou chaque paramètre d'évolution de l'aéronef est déterminé de manière successive lors de la man uvre, le sous module de calcul étant propre à calculer au moins un couple d'autorités, sur la base du ou de chaque paramètre d'évolution courant.
4. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le paramètre d'évolution est choisi parmi la pente, l'angle de gîte, la vitesse conventionnelle, et/ou l'altitude de l'aéronef.
5. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les attitudes de consigne en fin de man uvre prédéterminées sont une pente nulle et un angle de gîte nul.
6. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le sous module de calcul est configuré pour calculer un couple d'autorités appliquées en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef.
Date Reçue/Date Received 2022-1 0-1 8
Date Reçue/Date Received 2022-1 0-1 8
7. ¨ Le système selon la revendication 6, dans lequel le paramètre de sécurité
est une vitesse maximale d'opération de l'aéronef.
est une vitesse maximale d'opération de l'aéronef.
8. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 6 ou 7, dans lequel le sous module de calcul est propre à déterminer le premier couple d'autorités appliquées sur la base d'une première loi d'autorités en fonction d'une vitesse conventionnelle mesurée de l'aéronef, la première loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple d'autorités de référence.
9. - Le système selon la revendication 8, dans lequel la première loi d'autorités est déterminée à partir d'au moins trois couples d'autorités de référence.
10. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel le sous module de calcul est configuré pour calculer un deuxième couple d'autorités appliquées en fonction d'une altitude mesurée de l'aéronef.
11. ¨ Le système selon la revendication 10, dans lequel le paramètre de sécurité
est une altitude de sécurité.
est une altitude de sécurité.
12. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 10 ou 11, dans lequel le sous module de calcul est propre à déterminer le deuxième couple d'autorités appliquées sur la base d'une deuxième loi d'autorités en fonction de l'altitude de l'aéronef, la deuxième loi d'autorités étant déterminée à partir d'au moins un couple d'autorités de référence.
13. ¨ Le système selon la revendication 12, dans lequel la deuxième loi d'autorités est déterminée à partir d'au moins trois couples d'autorités de référence.
14. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 6 à 9, pris en combinaison avec l'une quelconque des revendications 10 à 13, dans lequel le sous module de calcul est propre à comparer chaque autorité du premier couple d'autorités avec l'autorité correspondante du deuxième couple d'autorités pour déterminer l'autorité
maximale entre les dites autorités, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant configurés pour appliquer respectivement les autorités maximales déterminées par le sous module de calcul.
maximale entre les dites autorités, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant configurés pour appliquer respectivement les autorités maximales déterminées par le sous module de calcul.
15. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, dans lequel le module de commande comporte un sous module de détermination d'une phase de vol dépendant de la pente et/ou de l'assiette de l'aéronef, le premier module de définition et d'application et le deuxième module de définition et d'application étant propres à définir une commande dépendant de la phase de vol déterminée par le sous module de détermination.
16. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 15, comprenant un ensemble de commande propre à commander au moins un paramètre d'évolution de Date Reçue/Date Received 2022-1 0-1 8 l'aéronef dans un plan vertical, dans un plan latéral etiou sur l'axe vitesse lorsque l'aéronef évolue dans un domaine d'activation de pilotage automatique, le module de commande étant propre à être activé pour définir la man uvre de récupération dans le domaine d'activation de pilotage automatique et hors du domaine d'activation de pilotage automatique.
17. ¨ Le système selon l'une quelconque des revendications 1 à 16, comprenant un troisième module de définition et d'application d'une commande de vitesse de l'aéronef, propre à contrôler la vitesse de l'aéronef lors de la man uvre de récupération.
18. ¨ Un procédé de pilotage automatique d'un aéronef, comportant les étapes suivantes :
- fourniture d'un système selon l'une quelconque des revendications 1 à 17 ;
- activation du module de commande pour définir des paramètres d'une man uvre de récupération ;
- calcul par le sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités destinées à
être appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la man uvre de récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité ; et - élaboration par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition d'application de commandes respectives de facteur de charge et de roulis pour mettre en uvre la man uvre de récupération, en appliquant au moins le couple d'autorités calculées par le sous module de calcul.
Date Reçue/Date Received 2022-1 0-1 8
- fourniture d'un système selon l'une quelconque des revendications 1 à 17 ;
- activation du module de commande pour définir des paramètres d'une man uvre de récupération ;
- calcul par le sous module de calcul d'au moins un couple d'autorités destinées à
être appliquées respectivement par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition et d'application lors de la man uvre de récupération, les autorités étant calculées en fonction d'au moins un paramètre courant d'évolution de l'aéronef et d'un paramètre de sécurité ; et - élaboration par le premier module de définition et d'application et par le deuxième module de définition d'application de commandes respectives de facteur de charge et de roulis pour mettre en uvre la man uvre de récupération, en appliquant au moins le couple d'autorités calculées par le sous module de calcul.
Date Reçue/Date Received 2022-1 0-1 8
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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Effective date: 20210603 |
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