CA3112147A1 - Method for controlling a hybrid helicopter when a powerplant failure occurs - Google Patents
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Abstract
Description
I
Procédé de commande d'un hélicoptère hybride lors d'une panne d'une installation motrice La présente invention concerne un procédé de commande d'un hélicoptère hybride lors d'une panne de chaque moteur d'une installation motrice transmettant une puissance à un rotor de sustentation et à au moins une hélice. La présente invention concerne aussi un hélicoptère hybride appliquant ce procédé.
L'invention se situe dans le domaine technique des systèmes de secours activés en cas de panne moteur.
Le projet menant à cette invention a reçu un financement du programme de recherche et d'innovation Horizon 2020 de l'Union européenne, dans le cadre de la convention de subvention CleanSky I
Method for controlling a hybrid helicopter during a breakdown of a power plant The present invention relates to a method for controlling a hybrid helicopter during a failure of each engine of a power plant transmitting power to a rotor of lift and at least one propeller. The present invention also relates to a hybrid helicopter applying this method.
The invention lies in the technical field of the systems of rescue activated in the event of engine failure.
The project leading to this invention received funding from the EU Horizon 2020 research and innovation program European Union, under the CleanSky grant agreement
2 N GAM-FRC-2014-001 Issue E.
Un giravion est un aéronef dont la sustentation est assurée totalement ou partiellement par au moins une voilure tournante.
Un type de giravion est dénommé hélicoptère hybride par commodité en raison de sa spécificité, à savoir en raison de la présence d'au moins un rotor et d'au moins une hélice. Un hélicoptère hybride comporte un fuselage portant au moins une voilure tournante munie d'un rotor, ce rotor étant dénommé rotor de sustentation par la suite par commodité et en raison d'au moins une de ses fonctions. Le rotor de sustentation participe au moins à
la sustentation de l'aéronef, voire à son avancement.
Un hélicoptère hybride comprend de plus au moins une hélice, possiblement de type hélice tractive ou propulsive. Par exemple, un hélicoptère hybride peut être pourvu de deux hélices agencées transversalement de part et d'autre du fuselage ou d'une seule hélice.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 L'hélicoptère hybride comporte une installation motrice transmettant une puissance motrice au rotor de sustentation ainsi qu'a la ou aux hélices afin de les entraîner en rotation durant des phases de vol normales. Cette installation motrice comprend au moins un moteur et un système mécanique d'interconnexion entre le rotor de sustentation et la ou les hélices. Un tel système mécanique d'interconnexion peut comprendre au moins une boîte de transmission de puissance principale, une boîte de transmission de puissance latérale par hélice, des arbres de connexion, des organes de connexion...
Pour piloter un hélicoptère hybride, un pilote de l'hélicoptère hybride peut manoeuvrer une première commande et une deuxième commande pour contrôler respectivement collectivement et cycliquement le pas des pales du rotor de sustentation. La première commande est dénommée par commodité commande de pas collectif et prend souvent la forme d'un levier dit levier de pas collectif . La deuxième commande est dénommée par commodité
commande de pas cyclique et prend souvent la forme d'un manche dit manche cyclique . De plus, l'hélicoptère hybride inclut au moins une commande de la poussée apte à modifier collectivement et d'une même quantité le pas des pales de la ou des hélices. Des fonctions de contrôle de direction notamment en lacet peuvent être réalisées par l'utilisation d'une commande de lacet.
Sur un hélicoptère hybride comprenant plusieurs hélices, la commande de lacet peut agir sur le pas des pales des hélices afin de modifier différemment les poussées exercées par les hélices.
Par ailleurs, l'hélicoptère hybride peut comporter un système de pilotage automatique. Un tel système de pilotage automatique peut comprendre des actionneurs reliés mécaniquement aux diverses pales et un calculateur de pilotage automatique. Le calculateur de pilotage automatique peut transmettre des ordres aux actionneurs pour piloter automatiquement les pas des pales du rotor de Date Reçue/Date Received 2021-03-17 2 N GAM-FRC-2014-001 Issue E.
A rotorcraft is an aircraft whose lift is provided totally or partially by at least one rotary wing.
A type of rotorcraft is referred to as a hybrid helicopter by convenience due to its specificity, namely due to the presence of at least one rotor and at least one propeller. A
hybrid helicopter comprises a fuselage carrying at least one rotary wing provided with a rotor, this rotor being called a rotor of sustenance thereafter for convenience and due to at least one of its functions. The lift rotor contributes at least to the lift of the aircraft, or even its advancement.
A hybrid helicopter further comprises at least one propeller, possibly of the tractive or propulsive propeller type. For example, a hybrid helicopter can be provided with two propellers arranged transversely on either side of the fuselage or of a single helix.
Date Received/Date Received 2021-03-17 The hybrid helicopter comprises a power plant transmitting motive power to the lift rotor as well as to the propellers in order to drive them in rotation during phases of flight normal. This power plant comprises at least one motor and a mechanical system of interconnection between the rotor of lift and the propeller(s). Such a mechanical system interconnection may comprise at least one connection box main power transmission, a transmission box of lateral power by propeller, connection shafts, organs login...
To fly a hybrid helicopter, a helicopter pilot hybrid can operate a first control and a second command to respectively control collectively and cyclically the pitch of the lift rotor blades. The first one command is conveniently named step command collective and often takes the form of a so-called pitch lever collective. The second command is named for convenience cyclic pitch command and often takes the form of a handle called cyclic handle. In addition, the hybrid helicopter includes at least one thrust control capable of modifying collectively and of the same quantity the pitch of the blades of the propellers. Steering control functions including yaw can be achieved by the use of yaw control.
On a hybrid helicopter comprising several propellers, the yaw control can act on the pitch of the propeller blades in order to to modify the thrust exerted by the propellers differently.
Furthermore, the hybrid helicopter may comprise a system of autopilot. Such an autopilot system can include actuators mechanically linked to the various blades and an autopilot computer. The calculator autopilot can transmit commands to the actuators to automatically control the pitches of the rotor blades of Date Received/Date Received 2021-03-17
3 sustentation et des hélices. Ces actionneurs peuvent être aussi bien agencés dans le cadre d'une architecture à commandes de vol mécaniques que dans le cadre d'une architecture à commandes de vol électriques par exemple.
Sur un hélicoptère traditionnel muni d'un rotor de sustentation et d'un rotor arrière, lorsque tous les moteurs de l'installation motrice sont en panne alors le pilote manoeuvre les commandes de vol pour placer l'aéronef dans une phase de vol en autorotation. Une phase de vol en autorotation correspond à une phase de vol particulière dans laquelle l'aéronef suit une trajectoire descendante sans puissance motrice générée par les moteurs. Dans ce cas, la rotation du rotor de sustentation est entretenue par le flux d'air traversant le rotor de sustentation ce qui permet à l'aéronef de rester manoeuvrable. La phase de vol en autorotation permet d'atterrir en sécurité. A cet effet, l'entrée en phase de vol en autorotation doit être faite dans un délai très court par le pilote en baissant le pas collectif des pales du rotor de sustentation à l'aide de la commande de pas collectif précitée. Sans action rapide du pilote, la vitesse de rotation du rotor de sustentation de l'aéronef décroit très rapidement jusqu'au décrochage de ce rotor de sustentation.
Sur un hélicoptère hybride, la situation est de fait différente en raison de la présence de la ou des hélices.
Selon l'enseignement du document FR 2946315, en cas d'autorotation du rotor de sustentation, et donc suite à la baisse du pas collectif des pales du rotor de sustentation, le pas moyen des hélices est placé sur requête du pilote à une valeur de pas calculée particulière. Cette valeur de pas calculée particulière peut être établie pour que les hélices assurent uniquement une fonction anticouple en consommant un minimum de puissance pour maintenir le rotor de sustentation à une vitesse de rotation acceptable.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 3 lift and propellers. These actuators can be as well arranged as part of a flight control architecture mechanical than within the framework of an architecture with commands of electric flight for example.
On a traditional helicopter fitted with a lift rotor and of a tail rotor, when all the engines of the powerplant are out of order then the pilot operates the flight controls to place the aircraft in an autorotation phase of flight. A phase of flight in autorotation corresponds to a particular phase of flight in which the aircraft follows a descending trajectory without motive power generated by motors. In this case, the rotation of the lift rotor is maintained by the flow of air passing through the lift rotor which allows the aircraft to remain manoeuvrable. The autorotation flight phase makes it possible to land in security. To this end, entry into the autorotation flight phase must be made in a very short time by the pilot by lowering the pitch collective of the lift rotor blades using the control aforementioned collective pitch. Without rapid action by the pilot, the speed of rotation of the lift rotor of the aircraft decreases very rapidly until this lifting rotor stalls.
On a hybrid helicopter, the situation is in fact different in reason for the presence of the propeller(s).
According to the teaching of document FR 2946315, in the event autorotation of the lift rotor, and therefore following the drop in collective pitch of the lift rotor blades, the average pitch of the propellers is placed at the pilot's request at a calculated pitch value particular. This particular calculated step value can be established so that the propellers perform only one function tail while consuming a minimum of power to maintain the lift rotor at an acceptable rotational speed.
Date Received/Date Received 2021-03-17
4 Dès lors, en présence d'une panne de tous les moteurs, le pilote baisse le pas collectif des pales du rotor de sustentation puis actionne une commande afin que le pas moyen des hélices soit forcé
à une valeur particulière. Cette procédure est intéressante en permettant de diminuer la forte consommation de puissance de la ou des hélices. De plus, le pas collectif des pales du rotor de sustentation est ajusté par le pilote pour maintenir la vitesse de rotation du rotor de sustentation dans un régime d'utilisation acceptable.
Selon un aspect, la baisse du pas collectif des pales du rotor de sustentation d'un hélicoptère hybride peut tendre à générer des vibrations et/ou des charges aérodynamiques élevées sur le rotor de sustentation lorsque l'aéronef évolue à haute vitesse.
Le document US 2016/0083076 décrit un aéronef ayant au moins un rotor de sustentation et une hélice. Selon ce document US
2016/0083076, suite à une panne d'un moteur le pas collectif des pales du rotor de sustentation tend à être réduit rapidement. Un capteur transmet, en cas de panne du moteur, un signal à un contrôleur de vol qui réduit alors le pas des pales de l'hélice. Si un pilote n'outrepasse pas cette réduction du pas des pales de l'hélice, le contrôleur de vol réduit le pas des pales de l'hélice jusqu'à un niveau qui est fonction des conditions du vol.
Le document EP 3201085 décrit un giravion comprenant deux rotors principaux coaxiaux. Une hélice est située à l'arrière du giravion.
Le document US 3540680 décrit un giravion muni d'un rotor principal. De plus, le giravion comporte une paire de rotors arrière comprenant une hélice.
Les documents US 2006/269413 et EP 2148066 sont aussi connus.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 4 Consequently, in the presence of a failure of all the engines, the pilot lowers the collective pitch of the lift rotor blades then activates a control so that the average pitch of the propellers is forced to a particular value. This procedure is interesting in reducing the high power consumption of the or propellers. In addition, the collective pitch of the rotor blades of lift is adjusted by the pilot to maintain the speed of rotation of the lift rotor in an operating regime acceptable.
In one aspect, the lowering of the collective pitch of the rotor blades of lift of a hybrid helicopter may tend to generate vibrations and/or high aerodynamic loads on the rotor of lift when the aircraft is moving at high speed.
Document US 2016/0083076 describes an aircraft having at least one lift rotor and a propeller. According to this US document 2016/0083076, following an engine failure, the collective pitch of the lift rotor blades tends to be reduced rapidly. A
sensor transmits, in the event of engine failure, a signal to a flight controller which then reduces the pitch of the propeller blades. If a pilot does not override this propeller blade pitch reduction, the flight controller reduces the pitch of the propeller blades to one level which is a function of the flight conditions.
Document EP 3201085 describes a rotorcraft comprising two rotors main coaxials. A propeller is located at the rear of the rotorcraft.
Document US 3540680 describes a rotorcraft provided with a rotor major. Additionally, the rotorcraft features a pair of tail rotors including a propeller.
Documents US 2006/269413 and EP 2148066 are also known.
Date Received/Date Received 2021-03-17
5 La présente invention a alors pour objet de proposer un procédé
tendant à limiter les vibrations et/ou les charges aérodynamiques exercées sur le rotor de sustentation en cas de panne totale de l'installation motrice.
L'invention vise ainsi un procédé de contrôle d'un hélicoptère hybride, cet hélicoptère hybride ayant une installation motrice reliée à au moins un rotor de sustentation et à au moins une hélice, l'installation motrice ayant au moins un moteur, le rotor de sustentation ayant une pluralité de premières pales et ladite au moins une hélice ayant une pluralité de deuxièmes pales.
Le procédé comporte les étapes suivantes :
- mesure d'une vitesse d'avancement de l'hélicoptère hybride, - sous condition que la vitesse d'avancement soit supérieure à un premier seuil de vitesse et que chaque moteur dudit au moins un moteur soit en panne, mise en oeuvre automatique d'un premier mode de pilotage de secours comprenant une étape de réduction automatique par un système de pilotage automatique d'un pas desdites deuxièmes pales jusqu'à un pas objectif rendant ladite au moins une hélice productrice d'une puissance motrice transmise au rotor de sustentation.
L'expression réduction automatique par un système de pilotage automatique d'un pas desdites deuxièmes pales s'entend au regard de la valeur de ce pas avant la panne.
L'expression que chaque moteur dudit au moins un moteur soit en panne signifie qu'en présence d'un unique moteur générateur de puissance pour l'entrainement du rotor de sustentation et de la ou des hélices, alors cet unique moteur est en panne et ne fournit plus de puissance. L'expression que chaque moteur dudit au moins un moteur soit en panne signifie qu'en présence de plusieurs moteurs Date Reçue/Date Received 2021-03-17 5 The object of the present invention is therefore to propose a method tending to limit vibrations and/or aerodynamic loads exerted on the lift rotor in the event of total failure of the motor plant.
The invention thus relates to a method for controlling a helicopter hybrid, this hybrid helicopter having a power plant connected at least one lift rotor and at least one propeller, the power plant having at least one motor, the rotor of airfoil having a plurality of first blades and said au at least one propeller having a plurality of second blades.
The process comprises the following steps:
- measurement of a forward speed of the hybrid helicopter, - provided that the forward speed is greater than one first speed threshold and that each motor of said at least one engine is broken down, automatic implementation of a first emergency piloting mode comprising a reduction step automatic by a one-step autopilot system of said second blades to an objective pitch making said au at least one propeller producing motive power transmitted to the lift rotor.
The expression automatic reduction by a control system automatic step of said second blades means at regard to the value of this step before the breakdown.
The expression that each motor of said at least one motor is in failure means that in the presence of a single engine generating power for driving the lift rotor and the or propellers, then this single engine has broken down and no longer provides power. The expression that each motor said at least one motor is faulty means that in the presence of several motors Date Received/Date Received 2021-03-17
6 générateurs de puissance pour l'entraînement du rotor de sustentation et de la ou des hélices, alors tous ces moteurs sont en panne et ne fournissent plus de puissance. Pour détecter de telles pannes, le procédé peut comporter une étape de détection d'au moins une panne de chaque moteur mise en oeuvre par un système de surveillance usuel comprenant par exemple un ou plusieurs calculateurs moteurs.
Par ailleurs, le pas dénommé par commodité pas total de chaque deuxième pale peut comprendre une composante de pas moyen et une composante de pas différentiel. La composante de pas moyen peut être pilotée par le pilote avec une commande de poussée pour régler la vitesse d'avancement et la composante de pas différentiel peut être pilotée par le pilote avec une commande de lacet pour piloter le mouvement en lacet de l'hélicoptère hybride. Par exemple, sur un hélicoptère hybride à deux hélices situées de part et d'autre du fuselage, le pas total des pales d'une hélice est égal à la somme de la composante de pas moyen et de la composante de pas différentiel alors que le pas des pales de l'autre hélice est égal à la composante de pas moyen moins la composante de pas différentiel.
De fait, la réduction de la composante de pas moyen de chaque hélice induit la réduction du pas total des deuxièmes pales des hélices.
Dans ce contexte, l'expression pas objectif peut par exemple représenter pour chaque hélice soit une valeur du pas total des deuxièmes pales de l'hélice, soit une valeur de la composante de pas moyen du pas total rendant l'hélice source de puissance et non pas consommatrice de puissance. .
Dans tous les cas, durant une phase de vol normal, chaque hélice et le rotor principal consomment une puissance générée par l'installation motrice.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 6 power generators for driving the rotor of lift and the propeller(s), then all these engines are in break down and no longer supply power. To detect such failures, the method may include a step of detecting at least least one failure of each engine implemented by a system usual monitoring system comprising for example one or more engine calculators.
Furthermore, the pitch called for convenience the total pitch of each second blade may include a mid-pitch component and a differential pitch component. The mean pitch component can be flown by the pilot with thrust control to adjust forward speed and differential pitch component can be steered by the pilot with a yaw control to control the yaw motion of the hybrid helicopter. For instance, on a hybrid helicopter with two propellers located on both sides of the fuselage, the total pitch of the blades of a propeller is equal to the sum of the average pitch component and of the pitch component differential while the pitch of the blades of the other propeller is equal to the mean pitch component minus the differential pitch component.
In fact, reducing the average pitch component of each propeller induces the reduction of the total pitch of the second blades of the propellers.
In this context, the expression not objective can for example represent for each propeller either a value of the total pitch of the second blades of the propeller, i.e. a value of the component of average pitch of the total pitch making the propeller source of power and not not consuming power. .
In all cases, during a normal flight phase, each propeller and the main rotor consume power generated by the motor plant.
Date Received/Date Received 2021-03-17
7 Si tous les moteurs de l'installation motrice tombent en panne, ces moteurs ne peuvent plus fournir une puissance ni au rotor de sustentation ni à chaque hélice.
Dès lors, si la vitesse d'avancement de l'hélicoptère hybride est supérieure à un seuil de vitesse, le système de pilotage automatique applique automatiquement un premier mode de pilotage de secours innovant. En particulier, le système de pilotage automatique pilote des actionneurs pour baisser le pas total ou la composante de pas moyen de chaque hélice jusqu'à un pas dit pas objectif pour que chaque hélice ne soit plus consommatrice de puissance, mais au contraire fournisse une puissance motrice à l'installation motrice.
Chaque hélice fournit ainsi une puissance à l'installation motrice pour tendre à ralentir le moins possible la vitesse de rotation du rotor de sustentation. La valeur du pas objectif n'est pas nécessairement calculée selon la variante, ou n'est pas nécessairement calculée à des fins de régulation.
De manière surprenante, l'installation motrice et notamment certains engrenages de cette installation motrice peuvent en effet être dimensionnés pour supporter un fonctionnement réversible de chaque hélice aussi bien en mode consommateur de puissance qu'en mode source de puissance.
A titre illustratif, sur un hélicoptère hybride à deux hélices chaque hélice peut consommer, hors cas de panne, une puissance de 1000 kilowatts alors que le rotor de sustentation peut consommer 500 kilowatts. En présence d'une panne de chaque moteur, le système de pilotage automatique agit sur les hélices pour que chaque hélice produise alors sensiblement 250 kilowatts pour l'entraînement du rotor de sustentation afin d'équilibrer le bilan de puissance. La puissance consommée par d'autres éléments de l'hélicoptère hybride a été négligée dans cet exemple dans un but didactique.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 7 If all the engines of the powerplant fail, these motors can no longer provide power nor to the rotor of lift nor to each propeller.
Therefore, if the forward speed of the hybrid helicopter is greater than a speed threshold, the automatic pilot system automatically applies a first backup piloting mode innovative. In particular, the pilot autopilot system actuators to lower the total pitch or the pitch component mean of each propeller up to a so-called objective pitch so that each propeller no longer consumes power, but at the otherwise provides motive power to the motive power plant.
Each propeller thus provides power to the power plant to tend to slow down the speed of rotation of the lift rotor. The value of the objective step is not necessarily calculated according to the variant, or is not necessarily calculated for regulatory purposes.
Surprisingly, the powerplant and in particular some gears of this power plant can indeed be sized to support reversible operation of each propeller as well in power-consuming mode only in power source mode.
By way of illustration, on a hybrid helicopter with two propellers each propeller can consume, except in case of failure, a power of 1000 kilowatts while the lifting rotor can consume 500 kilowatts. In the event of a failure of each engine, the system autopilot acts on the propellers so that each propeller then produces substantially 250 kilowatts for driving the lift rotor to balance the power balance. The power consumed by other elements of the helicopter hybrid has been neglected in this example for didactic purposes.
Date Received/Date Received 2021-03-17
8 Suite à une panne de chaque moteur à un instant donné, le pilote n'a alors pas à agir rapidement pour baisser le pas collectif des premières pales du rotor de sustentation contrairement à d'autres solutions connues notamment sur des hélicoptères conventionnels.
Le système de pilotage automatique agit seul pour modifier le pas des deuxièmes pales afin que la vitesse de rotation du rotor de sustentation ne baisse pas immédiatement et rapidement suite à la panne moteur. Le système de pilotage automatique impose un pas faible aux deuxièmes pales pour les rendre sources de puissance afin d'entraîner le rotor de sustentation à la place du ou des moteurs en panne. Par suite, le rotor de sustentation n'est pas sujet à des vibrations et/ou des charges aérodynamiques importantes résultant d'une baisse de pas collectif à haute vitesse d'avancement.
Dès lors, le pilote peut juste surveiller la vitesse de rotation du rotor de sustentation. La charge de travail du pilote est ainsi réduite. Le pilote a alors le choix soit de décélérer progressivement l'aéronef sans perdre d'altitude jusqu'à atteindre une vitesse d'avancement permettant la mise en autorotation du rotor de sustentation sans désagrément, soit de maintenir une vitesse d'avancement élevée en modifiant le pas cyclique des premières pales pour mettre en piqué
l'hélicoptère hybride. Le procédé peut ainsi tendre à augmenter la sécurité du vol et à abaisser la charge du travail du pilote durant une phase accidentelle.
Le procédé peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent.
Eventuellement, le procédé peut comporter une étape d'affichage, sur un afficheur comprenant une échelle de pas, d'un index illustrant un pas courant des deuxièmes pales et par exemple de la composante de pas moyen, d'un autre index illustrant une valeur d'un pas objectif calculé voire un autre index illustrant un pas moyen de poussée nulle décrit par la suite Date Reçue/Date Received 2021-03-17 8 Following a failure of each engine at a given time, the pilot does not then have to act quickly to lower the collective pitch of the first lift rotor blades unlike other known solutions in particular on conventional helicopters.
The autopilot system acts alone to modify the pitch of the second blades so that the speed of rotation of the rotor of lift does not drop immediately and quickly following the engine failure. The autopilot system imposes a step weak at the second blades to make them sources of power to drive the lift rotor instead of the motor(s) broken-down. As a result, the lift rotor is not subject to vibrations and/or significant aerodynamic loads resulting a decrease in collective pitch at high forward speed.
From then on, the pilot can just monitor the rotational speed of the rotor of sustenance. The pilot's workload is thus reduced. the pilot then has the choice either to gradually decelerate the aircraft without losing altitude until reaching forward speed allowing the lift rotor to autorotate without inconvenience, either to maintain a high forward speed while modifying the cyclic pitch of the first blades to pitch down the hybrid helicopter. The process may thus tend to increase the flight safety and to lower the pilot's workload during an accidental phase.
The method may further comprise one or more of features that follow.
Optionally, the method may include a step of displaying, on a display comprising a step scale, an index illustrating a common pitch of the second blades and for example of the mean pitch component of another index illustrating a value of a calculated objective step or even another index illustrating an average step of zero thrust described later Date Received/Date Received 2021-03-17
9 Selon un aspect, à basse vitesse d'avancement un deuxième mode de pilotage de secours distinct du premier mode de pilotage de secours peut être mis en oeuvre suite à la panne du ou de tous les moteurs.
Dès lors, sous condition que ladite vitesse d'avancement soit inférieure ou égale au premier seuil et que chaque moteur dudit au moins un moteur soit en panne, le procédé peut comprendre la mise en oeuvre automatique d'un deuxième mode de pilotage de secours comprenant les étapes suivantes :
- réglage automatique par le système de pilotage automatique d'une composante d'un pas moyen dudit pas desdites deuxièmes pales à
un pas moyen de poussée nulle, ledit pas moyen de poussée nulle étant calculé par ledit système de pilotage automatique pour que ladite au moins une hélice n'exerce aucune poussée en l'absence d'un ordre de mouvement en lacet.
Par ailleurs, le procédé peut comprendre durant ce deuxième mode de pilotage de secours une étape de sollicitation d'une commande de pas collectif par un pilote pour réduire le pas collectif des premières pales.
Durant ce deuxième mode de pilotage de secours, le pas collectif des premières pales peut être baissé car la vitesse d'avancement est relativement faible. Par exemple, le premier seuil de vitesse peut être de l'ordre de 150 noeuds, soit environ 277.8 kilomètres par heure.
De plus, la composante de pas moyen des deuxièmes pales est automatiquement forcée au pas moyen de poussée nulle.
Une hélice comportant des deuxièmes pales ayant une composante de pas moyen rendue égale à un pas moyen de poussée nulle ne fonctionne plus en mode source de puissance. Si la composante de Date Reçue/Date Received 2021-03-17 9 According to one aspect, at low forward speed a second mode emergency piloting mode distinct from the first piloting mode of rescue can be implemented following the failure of one or all of the engines.
Therefore, provided that said forward speed is less than or equal to the first threshold and that each engine of said at least one engine has failed, the method may include automatic implementation of a second emergency piloting mode including the following steps:
- automatic adjustment by the autopilot system of a component of an average pitch of said pitch of said second blades at a mean zero thrust pitch, said mean zero thrust pitch being calculated by said autopilot system so that said at least one propeller exerts no thrust in the absence of a yaw command.
Furthermore, the method may comprise during this second mode of emergency piloting a step of requesting a command collective pitch by a pilot to reduce the collective pitch of first blades.
During this second emergency piloting mode, the collective pitch of the first blades can be lowered because the forward speed is relatively low. For example, the first speed threshold can be of the order of 150 knots, or approximately 277.8 kilometers per hour.
In addition, the mean pitch component of the second blades is automatically forced to zero thrust medium pitch.
A propeller comprising second blades having a component of average pitch made equal to an average pitch of zero thrust no longer works in power source mode. If the component of Date Received/Date Received 2021-03-17
10 pas différentiel est nulle, l'hélice ne fournit aucune poussée. Le pilote peut juste modifier la composante de pas différentiel pour contrôler le mouvement en lacet de l'aéronef.
Lorsque le pas objectif représente une valeur de la composante de pas moyen des hélices, le pas moyen de poussée nulle est supérieur au pas objectif. De même, lorsque le pas objectif représente une valeur de pas total et que la composante de pas différentiel est nulle, le pas moyen de poussée nulle est supérieur au pas objectif.
Autrement dit, pour passer du premier mode de pilotage de secours au deuxième mode de pilotage de secours, la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales est augmentée.
Selon un autre aspect, durant le premier mode de pilotage de secours, ledit système de pilotage automatique peut déterminer une valeur du pas objectif rendant nulle une somme d'une puissance mécanique mise en oeuvre par ladite au moins une hélice ainsi que d'une puissance mécanique consommée par ledit rotor de sustentation et d'une puissance mécanique consommée par l'installation motrice.
L'expression peut déterminer une valeur du pas objectif rendant nulle fait référence à une valeur du pas objectif plaçant la ou les hélices dans un point de fonctionnement permettant que la somme concernée soit sensiblement nulle. Autrement dit, lorsque le pas total ou la composante de pas moyen des deuxièmes pales atteint la valeur du pas objectif, ladite somme est sensiblement nulle.
La ou les hélices sont alors par exemple contrôlées pour simplement équilibrer le bilan de puissance, à savoir pour fournir la puissance strictement consommée par les autres organes consommateurs de puissance de l'aéronef.
Eventuellement, la puissance mécanique consommée par l'installation motrice peut être égale à la somme d'une puissance Date Reçue/Date Received 2021-03-17 10 differential pitch is zero, the propeller provides no thrust. the driver can just modify the differential pitch component to control the yaw motion of the aircraft.
When the objective step represents a value of the component of average pitch of the propellers, the average zero thrust pitch is higher at an objective pace. Similarly, when the objective step represents a total pitch value and the differential pitch component is null, the average null thrust pitch is greater than the objective pitch.
In other words, to switch from the first emergency piloting mode in the second emergency piloting mode, the pitch component average pitch of the second blades is increased.
According to another aspect, during the first piloting mode of backup, said autopilot system can determine a value of the objective step making zero a sum of a power mechanism implemented by said at least one propeller as well as of a mechanical power consumed by said rotor of lift and a mechanical power consumed by the motor plant.
The expression can determine a value of the objective step making null refers to a value of the objective step placing the propellers in an operating point allowing the sum concerned is substantially zero. In other words, when the step total or the average pitch component of the second blades reached the value of the objective pitch, said sum is substantially zero.
The propeller(s) are then, for example, controlled to simply to balance the power balance, i.e. to provide the power strictly consumed by the other consuming organs of aircraft power.
Eventually, the mechanical power consumed by the power plant can be equal to the sum of a power Date Received/Date Received 2021-03-17
11 mécanique résultant de pertes d'installation et d'une puissance mécanique consommée par au moins un accessoire de l'installation motrice.
Par exemple et selon une possibilité s, le procédé peut comporter la détermination par ledit système de pilotage automatique dudit pas objectif en résolvant l'équation suivante :
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC)], avec TCCdesynch qui représente ledit pas objectif, TCCcur qui représente une composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales, PWrp qui représente la puissance mécanique consommée par ledit rotor de sustentation, PWIr qui représente la puissance mécanique mise en oeuvre par ladite au moins une hélice à savoir par la ou les hélices suivant le cas, PWinst qui représente la puissance mécanique consommée par l'installation motrice, / représente le signe de la division, - représente le signe de la soustraction, + représente le signe de l'addition, = représente le signe de l'égalité, dPWIr/dTCC représente la dérivée de la puissance mécanique consommée par ladite au moins une hélice par rapport à la composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales.
La valeur de la composante TCCcur de pas moyen courante peut être mesurée de manière usuelle.
Par exemple, la valeur de la composante TCCcur de pas moyen courante est calculée de manière classique par le calculateur de pilotage via par exemple au moins la position courante de la commande de poussée voire d'actionneurs de stabilisation présents entre la commande de poussée et la ou les hélices.
Selon un autre exemple et sur un hélicoptère hybride à deux hélices, un premier senseur peut mesurer une position d'une première tige Date Reçue/Date Received 2021-03-17 11 mechanical resulting from installation losses and power mechanism consumed by at least one accessory of the installation motor.
For example and according to one possibility, the method can comprise the determination by said automatic piloting system of said pitch objective by solving the following equation:
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC)], with TCCdesynch representing said objective pitch, TCCcur which represents a current average pitch component of the pitch of the second blades, PWrp which represents the mechanical power consumed by said lifting rotor, PWIr which represents the mechanical power implemented by said at least one propeller, namely by the propeller(s) depending on the case, PWinst which represents the mechanical power consumed by the installation motor, / represents the sign of the division, - represents the sign of the subtraction, + represents the sign of the addition, = represents the equals sign, dPWIr/dTCC represents the derivative of the mechanical power consumed by said au minus one helix with respect to the mean pitch component current of the pitch of the second blades.
The value of the current average pitch component TCCcur can be measured in the usual way.
For example, the value of the TCCcur component of mean step current is calculated in a conventional manner by the calculator control via for example at least the current position of the thrust control or even stabilization actuators present between the thrust control and the propeller(s).
According to another example and on a hybrid helicopter with two propellers, a first sensor can measure a position of a first rod Date Received/Date Received 2021-03-17
12 de commande du pas des pales de la première hélice qui est l'image du pas des pales de la première hélice. De même, un deuxième senseur peut mesurer une position d'une deuxième tige de commande du pas des pales de la deuxième hélice qui est l'image du pas des pales de la deuxième hélice. Par exemple, chaque senseur de mesure prend la forme d'un capteur LVDT ou RVDT. La valeur de la composante TCCcur de pas moyen courante est alors égale à la somme divisée par deux du pas des pales de la première hélice et du pas des pales de la deuxième hélice.
La valeur de la puissance mécanique PWrp consommée par ledit rotor de sustentation peut être calculée, par le biais du produit d'une vitesse de rotation d'un arbre et d'un couple exercé sur un arbre mesurés de manières usuelles voire d'une constante de proportionnalité. Par exemple, cet arbre peut être un mât rotor, ou un organe mobile conjointement avec le mât rotor à une vitesse de rotation proportionnelle à la vitesse de rotation du mât rotor.
Il en va de même pour la valeur de la puissance mécanique mise en oeuvre par chaque hélice, à savoir consommée ou produite par chaque hélice suivant la valeur du pas total des deuxièmes pales.
Par convention, cette puissance mécanique peut être positive lorsque l'hélice est consommatrice d'une puissance mécanique et négative lorsque l'hélice fournit une puissance mécanique à
l'installation motrice. La puissance mécanique PWIr est égale soit à
la puissance mécanique mise en oeuvre par l'hélice en présence d'une unique hélice, soit à la somme des puissances mises en oeuvre par les hélices le cas échéant.
La valeur du terme PWinst de puissance mécanique consommée par l'installation motrice peut être déterminée de manière usuelle. Par exemple, cette puissance mécanique consommée par l'installation motrice est égale à la somme d'une puissance mécanique résultant de pertes d'installation PWprt et d'une puissance mécanique Date Reçue/Date Received 2021-03-17 12 control of the pitch of the blades of the first propeller which is the image pitch of the blades of the first propeller. Likewise, a second sensor can measure a position of a second rod of control of the pitch of the blades of the second propeller which is the image pitch of the blades of the second propeller. For example, each measurement sensor takes the form of an LVDT or RVDT sensor. The value of the current average pitch component TCCcur is then equal to the sum divided by two of the pitch of the blades of the first propeller and the pitch of the blades of the second propeller.
The value of the mechanical power PWrp consumed by said rotor lift can be calculated, through the product of a speed of rotation of a shaft and torque exerted on a shaft measured in usual ways or even with a constant of proportionality. For example, this shaft can be a rotor mast, or a movable member together with the rotor mast at a speed of rotation proportional to the rotational speed of the rotor mast.
The same goes for the value of the mechanical power put into work by each propeller, i.e. consumed or produced by each propeller according to the value of the total pitch of the second blades.
By convention, this mechanical power can be positive when the propeller consumes mechanical power and negative when the propeller provides mechanical power to the motor plant. The mechanical power PWIr is equal either to the mechanical power implemented by the propeller in the presence of a single propeller, or to the sum of the powers put into operated by the propellers if necessary.
The value of the term PWinst of mechanical power consumed by the power plant can be determined in the usual manner. By example, this mechanical power consumed by the installation driving force is equal to the sum of a mechanical power resulting installation losses PWprt and mechanical power Date Received/Date Received 2021-03-17
13 consommée par des accessoires PWcons de l'installation motrice.
Eventuellement, la puissance mécanique résultant de pertes d'installation PWinst est égale à un pourcentage de la puissance mécanique consommée par ledit rotor de sustentation.
Eventuellement, la puissance mécanique consommée par des accessoires PWcons peut être égale soit à un pourcentage de la puissance mécanique consommée par ledit rotor de sustentation, soit à une constante établie par des essais en vol.
La valeur du terme dPWIr/dTCC peut être établie par calcul à partir de courbes polaires usuelles des hélices fournissant la puissance PWIr en fonction du pas moyen. Ces courbes peuvent être établies par essais en vol ou simulations et peuvent être mémorisées sous des formes usuelles, telles qu'un tableau de valeurs, des équations, des abaques... Par exemple, dans un diagramme présentant en abscisse le pas moyen d'une pale d'une hélice à une certaine distance de l'axe de rotation de l'hélice et en ordonnée la puissance produite ou consommée par l'hélice, divers courbes sont tracées, chaque courbe étant établie par exemple à un coefficient d'avancement donné. Un tel coefficient d'avancement peut par exemple être une vitesse air vraie ou en peut être égal à un quotient de la vitesse air vraie de l'hélicoptère hybride par la vitesse de l'extrémité libre de la pale.
Selon un aspect, à l'initiation du premier mode de pilotage de secours, une vitesse de rotation des premières pales peut être maintenue à une vitesse de rotation de consigne atteinte avant ladite panne.
Durant le premier mode de pilotage, le pas collectif des premières pales du rotor de sustentation est par exemple inchangé.
Selon un autre aspect, le contrôle de la ou des hélices peut être obtenu de diverses manières.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 13 consumed by PWcons accessories of the powerplant.
Possibly, the mechanical power resulting from losses power PWinst is equal to a percentage of the power mechanical consumed by said lift rotor.
Eventually, the mechanical power consumed by accessories PWcons can be equal either to a percentage of the mechanical power consumed by said lift rotor, or at a constant established by flight tests.
The value of the term dPWIr/dTCC can be established by calculation from usual polar curves of the propellers providing the power PWIr as a function of the average pitch. These curves can be established by flight tests or simulations and can be stored under common forms, such as a table of values, equations, charts... For example, in a diagram presenting abscissa the average pitch of a blade of a propeller at a certain distance from the axis of rotation of the propeller and in ordinate the power produced or consumed by the propeller, various curves are plotted, each curve being established for example at a coefficient advancement given. Such an advancement coefficient can example be a true airspeed or en can be equal to a quotient of the true airspeed of the hybrid helicopter by the speed of the free end of the blade.
According to one aspect, at the initiation of the first piloting mode of emergency, a rotational speed of the first blades can be maintained at a set rotation speed reached before said failure.
During the first steering mode, the collective pitch of the first lift rotor blades is for example unchanged.
According to another aspect, the control of the propeller or propellers can be obtained in various ways.
Date Received/Date Received 2021-03-17
14 Selon une première réalisation du contrôle de la ou des hélices, durant le premier mode de pilotage de secours, ladite réduction automatique par le système de pilotage automatique du pas desdites deuxièmes pales vers un pas objectif peut comporter l'étape suivante : asservissement d'une vitesse de rotation du rotor de sustentation à une vitesse de rotation de consigne par le système de pilotage automatique en régulant ledit pas desdites deuxièmes pales.
La réduction du pas des deuxièmes pales peut être obtenue précisément en effectuant une régulation de la vitesse de rotation du rotor de sustentation autour d'une valeur de consigne donnée par le pilote automatique en baissant par exemple la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales des hélices.
La première réalisation ne nécessite pas de calculer précisément une valeur du pas objectif puisque la régulation emmène automatiquement le pas des deuxièmes pales vers ce pas objectif.
Ce pas objectif peut toutefois être calculé à des fins d'affichage.
Selon une deuxième réalisation du contrôle de la ou des hélices, durant le premier mode de pilotage de secours, ladite réduction automatique par le système de pilotage automatique du pas desdites deuxièmes pales vers un pas objectif comporte les étapes suivantes : calcul du pas objectif et asservissement du pas desdites deuxièmes pales à ce pas objectif.
Selon la deuxième réalisation, la valeur du pas objectif est calculée par le système de pilotage automatique, par exemple en appliquant la formule précédemment décrite :
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC)]. Le système de pilotage automatique procède alors à un asservissement de pleine autorité
par exemple de la composante de pas moyen des deuxièmes pales sur cette valeur du pas objectif.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 14 According to a first embodiment of the control of the propeller or propellers, during the first emergency piloting mode, said reduction automatic by the automatic control system of the pitch of said second blades to an objective pitch may include the step following: control of a rotational speed of the rotor of levitation at a set speed of rotation by the system automatic pilot by regulating said pitch of said second blades.
The pitch reduction of the second blades can be achieved precisely by performing rotational speed regulation of the lift rotor around a set point value given by the autopilot by lowering the pitch component, for example average pitch of the second propeller blades.
The first realization does not require to calculate precisely a value of the objective step since the regulation takes automatically the pitch of the second blades towards this objective pitch.
This objective pitch can however be calculated for display purposes.
According to a second embodiment of the control of the propeller or propellers, during the first emergency piloting mode, said reduction automatic by the automatic control system of the pitch of said second blades towards an objective step includes the steps following steps: calculation of the objective pitch and control of the pitch of said second blades at this objective pitch.
According to the second embodiment, the value of the objective step is calculated by the autopilot system, for example by applying the formula previously described:
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC)]. The steering system automatic then proceeds to a full-authority servo-control for example of the mean pitch component of the second blades on this value of the objective pitch.
Date Received/Date Received 2021-03-17
15 Selon une troisième réalisation du contrôle de la ou des hélices, durant le premier mode de pilotage de secours, ladite réduction automatique par le système de pilotage automatique du pas desdites deuxièmes pales vers un pas objectif comporte les étapes suivantes : calcul du pas objectif et asservissement du pas desdites deuxièmes pales à un pas de consigne égal au pas objectif ajusté
en fonction d'une vitesse de rotation courante du rotor de sustentation au regard d'une vitesse de rotation de consigne.
Ainsi, la valeur du pas objectif est calculée par le système de pilotage automatique, par exemple en appliquant la formule précédemment décrite :
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC)]. En parallèle ou avant ou par la suite, une variable d'ajustement fonction de la vitesse de rotation courante du rotor de sustentation, et par exemple limitée à +/-2 degrés de pas, est déterminée. Le pas de consigne servant de base à la régulation est alors égal à la somme du pas objectif et de la variable d'ajustement.
Selon un autre aspect, lorsque le premier mode pilotage de secours est appliqué, le procédé peut comporter au moins une des quatre procédures de désengagement suivantes.
Selon une première procédure de sortie, sous condition que le premier mode de pilotage de secours soit mis en oeuvre, le procédé
comporte une étape de sollicitation d'une interface homme-machine par un pilote, ladite interface homme-machine émettant un signal de changement de mode transmis au système de pilotage automatique, ledit système de pilotage automatique appliquant suite à une réception dudit signal de changement un deuxième mode de pilotage de secours maintenant une composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales égale à un pas moyen de poussée nulle lorsque le pas des deuxièmes pales atteint le pas moyen de poussée nulle, ledit pas moyen de poussée nulle étant calculé par ledit système de Date Reçue/Date Received 2021-03-17 15 According to a third embodiment of the control of the propeller or propellers, during the first emergency piloting mode, said reduction automatic by the automatic control system of the pitch of said second blades towards an objective step includes the steps following steps: calculation of the objective pitch and control of the pitch of said second blades at a set pitch equal to the adjusted objective pitch as a function of a current rotational speed of the rotor of lift with respect to a set speed of rotation.
Thus, the value of the objective step is calculated by the system of automatic piloting, for example by applying the formula previously described:
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC)]. In parallel or before or by next, an adjustment variable depending on the speed of rotation current of the lift rotor, and for example limited to +/-2 degrees of pitch, is determined. The setpoint step serving as a basis to regulation is then equal to the sum of the objective pitch and the adjustment variable.
According to another aspect, when the first emergency piloting mode is applied, the method may include at least one of the four following disengagement procedures.
According to a first exit procedure, provided that the first emergency piloting mode is implemented, the method comprises a step of requesting a man-machine interface by a pilot, said man-machine interface emitting a signal of mode change transmitted to the autopilot system, said autopilot system applying following a receipt of said change signal a second piloting mode reserve maintaining an average pitch component of the pitch of the second blades equal to an average pitch of zero thrust when the pitch of the second blades reaches the mean pitch of zero thrust, said mean zero thrust pitch being calculated by said system of Date Received/Date Received 2021-03-17
16 pilotage automatique pour que ladite au moins une hélice n'exerce aucune poussée en l'absence d'un ordre de mouvement en lacet.
L'interface homme-machine peut comprendre un moyen connu, tel que par exemple une surface tactile, un bouton, une commande vocale... Un équipage sollicite alors cette interface homme-machine pour basculer directement vers le deuxième mode de pilotage automatique. Même si les conditions optimales ne sont pas réunies à cet effet, le pilote est libre de faire ce choix.
Selon une deuxième procédure de sortie, sous condition que le premier mode de pilotage de secours soit mis en oeuvre, le procédé
peut comporter les étapes suivantes :
- sollicitation d'une commande de pas collectif par un pilote lorsque ladite vitesse d'avancement est inférieure ou égale au premier seuil de vitesse, - mise en oeuvre par ledit système de pilotage automatique d'un deuxième mode de pilotage de secours maintenant une composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales égale à un pas moyen de poussée nulle lorsque le pas des deuxièmes pales atteint le pas moyen de poussée nulle, ledit pas moyen de poussée nulle étant calculé par ledit système de pilotage automatique pour que ladite au moins une hélice n'exerce aucune poussée en l'absence d'un ordre de mouvement en lacet.
Eventuellement, le système de pilotage automatique peut inhiber la commande de pas collectif tant que la vitesse d'avancement est supérieure au premier seuil de vitesse Selon cette deuxième procédure, le pilote sollicite une commande de pas collectif pour baisser intentionnellement le pas collectif des premières pales du rotor de sustentation lorsque l'aéronef est en dessous du premier seuil de vitesse.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 16 automatic pilot so that said at least one propeller does not exert no thrust in the absence of a yaw command.
The man-machine interface can comprise a known means, such as such as a touch surface, a button, a control voice... A crew then requests this man-machine interface to switch directly to the second piloting mode automatique. Even if the optimal conditions are not met to this end, the pilot is free to make this choice.
According to a second exit procedure, provided that the first emergency piloting mode is implemented, the method may include the following steps:
- solicitation of a collective pitch command by a pilot when said forward speed is less than or equal to the first threshold of speed, - implementation by said automatic piloting system of a second emergency piloting mode maintaining a component of average pitch of the pitch of the second blades equal to an average pitch of zero thrust when the pitch of the second blades reaches the pitch zero thrust means, said zero thrust means pitch being calculated by said autopilot system so that said at least one propeller exerts no thrust in the absence of a yaw order.
Possibly, the autopilot system can inhibit the collective pitch control as long as forward speed is greater than the first speed threshold According to this second procedure, the pilot requests a command collective pitch to intentionally lower the collective pitch of first lift rotor blades when the aircraft is in below the first speed threshold.
Date Received/Date Received 2021-03-17
17 En raison de la régulation effectuée par le système de pilotage automatique lors de l'application du premier mode de pilotage de secours, le pas des deuxièmes pales de la ou des hélices est augmenté pour que la somme des puissances évoquées précédemment restent nulle. En particulier, le pas des deuxièmes pales de la ou des hélices, et par exemple la composante de pas moyen, est alors augmenté instantanément pour éviter que la vitesse de rotation du rotor de sustentation augmente, jusqu'à ce que la composante de pas moyen du pas des hélices atteigne le pas moyen de poussée nulle précédemment décrit. Le système de pilotage automatique applique alors le deuxième mode pilotage de secours en maintenant la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales des hélices égale au pas moyen de poussée nulle.
La vitesse de rotation du rotor de sustentation est alors désormais contrôlée par le pilote à travers le pilotage du pas collectif et du pas cyclique des premières pales à l'aide de la commande de pas collectif et de la commande de pas cyclique.
Selon une troisième procédure de sortie, sous condition que le premier mode de pilotage de secours soit mis en oeuvre, le procédé
comporte les étapes suivantes : comparaison de ladite vitesse d'avancement à un deuxième seuil de vitesse qui est inférieur au premier seuil de vitesse, baisse automatique par le système de pilotage automatique du pas des premières pales et mise en oeuvre par ledit système de pilotage automatique d'un deuxième mode de pilotage de secours lorsque ladite vitesse d'avancement est inférieure au deuxième seuil de vitesse.
Cette procédure peut notamment être appliquée dans le cas où
l'équipage oublie de baisser le pas collectif des premières pales conformément à la deuxième procédure de sortie. Le deuxième seuil de vitesse peut être inférieur au premier seuil de vitesse, par exemple de l'ordre de 30 pourcents et par exemple de l'ordre de 100 Date Reçue/Date Received 2021-03-17 17 Due to the regulation carried out by the control system automatic during the application of the first piloting mode of reserve, the pitch of the second blades of the propeller(s) is increased so that the sum of the evoked powers previously remain zero. In particular, the step of the second blades of the propeller(s), and for example the pitch component medium, is then increased instantaneously to prevent the rotational speed of the lift rotor increases, until that the mean pitch component of the pitch of the propellers reaches the pitch zero thrust means previously described. The system of automatic piloting then applies the second piloting mode of reserve by maintaining the average pitch component of the pitch of the second blades of the propellers equal to the mean pitch of zero thrust.
The rotational speed of the lift rotor is then now controlled by the pilot through collective pitch and pitch control cyclic of the first blades using the pitch command collective and cyclic pitch control.
According to a third exit procedure, provided that the first emergency piloting mode is implemented, the method comprises the following steps: comparison of said speed forward at a second speed threshold which is lower than the first speed threshold, automatic reduction by the system of automatic control of the pitch of the first blades and implementation by said automatic piloting system of a second mode of emergency steering when said forward speed is lower than the second speed threshold.
This procedure can be applied in particular in the case where the crew forgets to lower the collective pitch of the first blades in accordance with the second exit procedure. The second threshold speed may be lower than the first speed threshold, for example of the order of 30 percent and for example of the order of 100 Date Received/Date Received 2021-03-17
18 à 120 noeuds soit de l'ordre de 185 kilomètres par heure à 222 kilomètres par heure. La sortie du premier mode de pilotage de secours se fait automatiquement par le système de pilotage automatique lorsque la vitesse d'avancement descend en dessous d'un deuxième seuil.
Selon une quatrième procédure de sortie, sous condition que le premier mode de pilotage de secours soit mis en oeuvre, le procédé
comporte les étapes suivantes : détection d'un redémarrage dudit au moins un moteur, suite à ladite détection, désengagement automatique par ledit système de pilotage automatique du premier mode de pilotage de secours.
En cas de redémarrage d'un moteur précédemment en panne, le système de pilotage automatique désengage le premier mode de pilotage de secours, par exemple pour ne pas entrer en conflit avec un asservissement réalisé par un calculateur moteur.
Selon un autre aspect, ladite vitesse d'avancement évoquée précédemment peut être la vitesse air vraie de l'hélicoptère hybride.
Par ailleurs, l'invention a aussi pour objet un hélicoptère hybride appliquant ce procédé. L'hélicoptère hybride comprend une installation motrice reliée à au moins un rotor de sustentation et à
au moins une hélice, ladite installation motrice ayant au moins un moteur, ledit rotor de sustentation ayant une pluralité de premières pales et ladite au moins une hélice ayant une pluralité de deuxièmes pales. L'hélicoptère hybride comporte un senseur de vitesse pour mesurer une vitesse d'avancement de l'hélicoptère hybride et un système de pilotage automatique relié au senseur de vitesse, ledit système de pilotage automatique étant configuré pour appliquer le procédé de l'invention.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 18 at 120 knots, i.e. around 185 kilometers per hour at 222 kilometers per hour. The exit from the first control mode of rescue is done automatically by the piloting system automatic when forward speed drops below of a second threshold.
According to a fourth exit procedure, provided that the first emergency piloting mode is implemented, the method comprises the following steps: detection of a restart of said at least one engine, following said detection, disengagement automatically by said autopilot system of the first emergency pilot mode.
If a previously faulty engine is restarted, the autopilot system disengages the first mode of emergency piloting, for example so as not to conflict with a servo-control performed by an engine computer.
According to another aspect, said referred forward speed above may be the true airspeed of the hybrid helicopter.
Furthermore, the invention also relates to a hybrid helicopter applying this process. The hybrid helicopter includes a powerplant connected to at least one lift rotor and to at least one propeller, said power plant having at least one engine, said lift rotor having a plurality of first blades and said at least one propeller having a plurality of second blades. The hybrid helicopter features a speed sensor to measuring a forward speed of the hybrid helicopter and a automatic piloting system connected to the speed sensor, said autopilot system being configured to apply the process of the invention.
Date Received/Date Received 2021-03-17
19 L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
la figure 1, un vue schématique d'un hélicoptère hybride selon l'invention, la figure 2, une vue illustrant le procédé selon une première réalisation, la figure 3, une vue illustrant le procédé selon une deuxième réalisation, la figure 4, une vue illustrant le procédé selon une troisième réalisation, la figure 5, une vue illustrant un afficheur durant l'application du procédé selon l'invention avant une panne d'une installation motrice, la figure 6, une vue illustrant un afficheur durant l'application du procédé selon l'invention durant la mise en oeuvre du premier mode de pilotage de secours, la figure 7, une vue illustrant un afficheur durant l'application du procédé selon l'invention illustrant un passage du premier mode de pilotage de secours vers le deuxième mode de pilotage de secours, et la figure 8, une vue illustrant un afficheur durant l'application du procédé selon l'invention durant la mise en oeuvre du deuxième mode de pilotage de secours.
Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 19 The invention and its advantages will appear in more detail in the framework of the following description with examples given by way of illustrative with reference to the appended figures which represent:
Figure 1, a schematic view of a hybrid helicopter according to invention, FIG. 2, a view illustrating the method according to a first achievement, FIG. 3, a view illustrating the method according to a second achievement, FIG. 4, a view illustrating the method according to a third achievement, FIG. 5, a view illustrating a display during the application of the method according to the invention before a failure of an installation motor, FIG. 6, a view illustrating a display during the application of the method according to the invention during the implementation of the first mode emergency pilot, FIG. 7, a view illustrating a display during the application of the method according to the invention illustrating a transition from the first mode of emergency piloting to the second emergency piloting mode, and FIG. 8, a view illustrating a display during the application of the method according to the invention during the implementation of the second emergency pilot mode.
The elements present in several distinct figures are assigned a single reference.
Date Received/Date Received 2021-03-17
20 La figure 1 présente un exemple d'hélicoptère hybride 1 selon l'invention.
Cet hélicoptère hybride 1 comporte une cellule 4 portant au moins un rotor de sustentation 2. Ce rotor de sustentation 2 est muni de plusieurs pales dénommées premières pales 3 par commodité.
De plus, l'hélicoptère hybride 1 est pourvu d'une hélice 6 ou de plusieurs hélices 6. L'expression chaque hélice est parfois utilisée par la suite que l'aéronef comporte une unique hélice ou plusieurs hélices dans un souci de simplification. La ou les hélices 6 comportent chacune plusieurs pales dénommées deuxièmes pales 7 par commodité. La ou les hélices 6 peuvent être disposées latéralement par rapport à la cellule 4, en étant éventuellement portées par un support 5. Un tel support 5 peut être éventuellement aérodynamique telle qu'une aile par exemple. Ainsi, selon la variante, l'hélicoptère hybride 1 comporte une unique hélice 6 ou au moins deux hélices 6, et éventuellement au moins deux hélices 6 disposées latéralement éventuellement de part et d'autre de la cellule 4.
Par ailleurs, l'hélicoptère hybride 1 comporte une installation motrice 10 pour fournir une puissance au rotor de sustentation 2 et à chaque hélice 6. Cette installation motrice 10 comporte à cet effet au moins un moteur 12 contrôlé par un calculateur moteur 13 usuel.
Un tel calculateur moteur 13 peut être à même de détecter une panne moteur par des techniques classiques et par le biais de capteurs usuels.
Le terme calculateur désigne par la suite une unité qui peut comprendre par exemple au moins un processeur et au moins une mémoire, au moins un circuit intégré, au moins un système programmable, au moins un circuit logique, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l'expression calculateur . Le terme processeur peut désigner aussi bien une unité centrale de Date Reçue/Date Received 2021-03-17 20 FIG. 1 presents an example of a hybrid helicopter 1 according to the invention.
This hybrid helicopter 1 comprises a cell 4 carrying at least a lift rotor 2. This lift rotor 2 is provided with several blades called first blades 3 for convenience.
In addition, the hybrid helicopter 1 is provided with a propeller 6 or several helices 6. The expression each helix is sometimes subsequently used whether the aircraft has a single propeller or several propellers for the sake of simplification. The propeller(s) 6 each comprise several blades called second 7 blades for convenience. The propeller(s) 6 can be arranged laterally with respect to cell 4, possibly being carried by a support 5. Such a support 5 can optionally be aerodynamics such as a wing for example. Thus, according to the variant, the hybrid helicopter 1 comprises a single propeller 6 or at at least two 6 propellers, and optionally at least two 6 propellers arranged laterally, possibly on either side of the cell 4.
Furthermore, the hybrid helicopter 1 comprises an installation motor 10 to supply power to the lift rotor 2 and to each propeller 6. This power plant 10 comprises for this purpose at least one engine 12 controlled by a conventional engine computer 13.
Such an engine computer 13 may be able to detect a engine failure by conventional techniques and through common sensors.
The term calculator designates hereafter a unit which can include for example at least one processor and at least one memory, at least one integrated circuit, at least one system programmable, at least one logic circuit, these examples not limiting not the scope given to the calculator expression. The term processor can designate both a central unit of Date Received/Date Received 2021-03-17
21 traitement connue sous l'acronyme CPU, une unité graphique de traitement GPU, une unité digitale connue sous l'acronyme DSP, un microcontrôleur....
En outre, l'installation motrice 10 peut comprendre, par exemple au sein d'un système d'interconnexion, au moins une boîte de transmission de puissance 11, 14, au moins un arbre, et/ou au moins un organe de connexion entre deux organes en rotation... Par exemple, un ou plusieurs moteurs 12 sont reliés mécaniquement par une ou des chaines de liaison mécaniques à une boîte de transmission de puissance principale 11 qui entraîne en rotation le rotor de sustentation 2. De plus, la boîte de transmission de puissance principale 11 peut être reliée mécaniquement par au moins un arbre à une boîte de transmission de puissance latérale 14 par hélice qui est donc à son tour reliée à une hélice 6.
En outre, l'installation motrice 10 peut mettre en mouvement divers accessoires 16. Par exemple, la boîte de transmission de puissance principale 11 peut mettre en mouvement une pompe d'un circuit hydraulique.
Par ailleurs, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre diverses commandes pour être piloté par un pilote humain.
En particulier, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre un système pour piloter collectivement et cycliquement le pas des premières pales 3. Un tel système peut par exemple inclure un ensemble de plateaux cycliques 8. Ainsi, à chaque instant, le pas des premières pales 3 peut être égal à la somme d'un pas collectif identique pour toutes les premières pales 3 et d'un pas cyclique qui varie en fonction de l'azimut de chaque première pale 3.
Dès lors, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre une commande de pas collectif 20 qui agit sur une chaine de commande mécanique et/ou électrique 21 pour faire varier collectivement le pas des Date Reçue/Date Received 2021-03-17 21 processing known by the acronym CPU, a graphics unit of GPU processing, a digital unit known by the acronym DSP, a microcontroller....
In addition, the power plant 10 may comprise, for example at the within an interconnection system, at least one box of power transmission 11, 14, at least one shaft, and/or at least a connecting device between two rotating devices...
example, one or more motors 12 are mechanically linked by one or more mechanical link chains to a transmission box main power transmission 11 which rotates the lift rotor 2. In addition, the transmission box of main power 11 can be mechanically connected by au at least one shaft to a side power transmission box 14 per propeller which is in turn connected to a propeller 6.
In addition, the power plant 10 can set in motion various accessories 16. For example, the power transmission box main 11 can set in motion a pump of a circuit hydraulic.
Furthermore, the hybrid helicopter 1 can comprise various controls to be piloted by a human pilot.
In particular, the hybrid helicopter 1 can comprise a system to collectively and cyclically guide the pace of the first blades 3. Such a system can for example include a set of swashplates 8. Thus, at each instant, the pitch of the first blades 3 can be equal to the sum of an identical collective pitch for all the first 3 blades and with a cyclic pitch which varies in function of the azimuth of each first blade 3.
Consequently, the hybrid helicopter 1 can comprise a control of collective pitch 20 which acts on a mechanical control chain and/or electric 21 to collectively vary the pitch of the Date Received/Date Received 2021-03-17
22 premières pales 3, via le cas échéant l'ensemble de plateaux cycliques 8. De même, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre une commande de pas cyclique 23 qui agit sur une ou plusieurs chaines de commande mécaniques et/ou électriques 24 pour faire varier cycliquement le pas des premières pales 3, via le cas échéant l'ensemble de plateaux cycliques 8.
De manière usuelle, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre un système pour piloter le pas des deuxièmes pales 7. A chaque instant le pas des deuxièmes pales 7 d'une hélice 6 peut être égal à la somme d'une composante de pas moyen et d'une composante de pas différentiel ou à la différence de cette composante de pas moyen et de la composante de pas différentiel.
De manière usuelle, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre une commande de poussée 26 qui agit sur une ou plusieurs chaines de commande mécaniques et/ou électriques 27 pour faire varier la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales 3 afin par exemple de piloter une vitesse d'avancement de l'hélicoptère hybride 1. De même, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre une commande de lacet 29 qui agit sur une ou plusieurs chaines de commande mécaniques et/ou électriques 30 pour faire varier la composante de pas différentiel du pas des deuxièmes pales 7 afin par exemple de piloter un mouvement en lacet de l'hélicoptère hybride 1.
On se référera à la littérature pour obtenir des informations sur une telle architecture, et par exemple au document FR 2946315.
Par ailleurs, l'hélicoptère hybride 1 comporte un système de pilotage automatique 40 pour appliquer le procédé de l'invention.
Ce système de pilotage automatique 40 peut comprendre un calculateur de pilotage automatique 41.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 22 first blades 3, via if necessary the set of trays cyclic 8. Similarly, the hybrid helicopter 1 can include a cyclic step command 23 which acts on one or more chains mechanical and/or electrical controls 24 to vary cyclically the pitch of the first blades 3, via if necessary the set of swashplates 8.
Usually, the hybrid helicopter 1 can comprise a system to control the pitch of the second blades 7. At any time the pitch of the second blades 7 of a propeller 6 can be equal to the sum of an average pitch component and a pitch component differential pitch or difference of this pitch component average and the differential pitch component.
Usually, the hybrid helicopter 1 can comprise a thrust control 26 which acts on one or more chains of mechanical and/or electrical control 27 to vary the mean pitch component of the pitch of the second blades 3 so as to example of piloting a forward speed of the helicopter hybrid 1. Similarly, the hybrid helicopter 1 may comprise a yaw control 29 which acts on one or more chains of mechanical and/or electrical control 30 to vary the differential pitch component of the pitch of the second blades 7 in order for example to control a yaw movement of the helicopter hybrid 1.
Reference should be made to the literature for information on a such architecture, and for example to document FR 2946315.
Furthermore, the hybrid helicopter 1 comprises a system of automatic pilot 40 to apply the method of the invention.
This automatic pilot system 40 can comprise a autopilot computer 41.
Date Received/Date Received 2021-03-17
23 En outre, le système de pilotage automatique 40 peut comprendre au moins un actionneur agencé sur une des diverses chaînes de commande 21, 24, 27, 30 précitées pour piloter le pas des premières pales 3 et des deuxièmes pales 7. Ainsi, le calculateur de pilotage automatique 40 peut être configuré pour émettre des commandes, par exemple sous la forme d'un signal électrique, numérique, analogique ou optique vers au moins un actionneur de pas collectif 22 permettant de modifier collectivement le pas des premières pales 3, à au moins un actionneur de pas cyclique 25 permettant de modifier cycliquement le pas des premières pales 3, à au moins un actionneur de poussée 28 permettant de modifier de la même manière la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales 7, et à au moins un actionneur de lacet 31 permettant de modifier la composante de pas différentiel du pas des deuxièmes pales 7.
Par ailleurs, le système de pilotage automatique 40 peut comporter une interface homme-machine 42 en communication filaire ou non filaire, directe ou indirecte, avec le calculateur de pilotage automatique 41. Une telle interface homme-machine 42 peut être du type tactile, mobile, sonore... Par exemple une telle interface homme-machine 42 peut comprendre un bouton, un microphone, un écran tactile...
Selon un autre aspect, le système de pilotage automatique 40 peut comporter un afficheur 50.
Par ailleurs, le système de pilotage automatique 40 peut comporter ou peut coopérer avec différents systèmes de mesure de l'hélicoptère hybride 1.
Ainsi, un senseur de vitesse 15 de l'hélicoptère hybride 1 peut être en communication filaire ou non filaire, directe ou indirecte, avec par exemple le calculateur de pilotage automatique 41 pour fournir une information relative à une vitesse d'avancement de cet hélicoptère hybride 1. Par exemple, le senseur de vitesse 15 est un Date Reçue/Date Received 2021-03-17 23 Further, the autopilot system 40 may include at least one actuator arranged on one of the various chains of control 21, 24, 27, 30 mentioned above to control the pitch of the first blades 3 and second blades 7. Thus, the control computer automatic 40 can be configured to issue commands, for example in the form of an electrical signal, digital, analog or optical to at least one collective pitch actuator 22 allowing to collectively modify the pitch of the first blades 3, to at least one cyclic pitch actuator 25 making it possible to cyclically modify the pitch of the first blades 3, to at least one thrust actuator 28 allowing modification of the same way the mean pitch component of the pitch of the second blades 7, and at least one yaw actuator 31 making it possible to modify the differential pitch component of the pitch of the second blades 7.
Furthermore, the automatic pilot system 40 may comprise a man-machine interface 42 in wired or non-wired communication wired, direct or indirect, with the control computer automatic 41. Such a man-machine interface 42 can be of the touch type, mobile, sound... For example such an interface man-machine 42 may include a button, a microphone, a touchscreen...
In another aspect, the autopilot system 40 can include a display 50.
Furthermore, the automatic pilot system 40 may comprise or can cooperate with different measurement systems of hybrid helicopter 1.
Thus, a speed sensor 15 of the hybrid helicopter 1 can be in wired or wireless, direct or indirect communication, with for example the autopilot computer 41 to provide information relating to a forward speed of this hybrid helicopter 1. For example, the speed sensor 15 is a Date Received/Date Received 2021-03-17
24 senseur usuel permettant de déterminer la vitesse air vraie de l'hélicoptère hybride 1, par exemple par le biais d'une différence de pression.
En outre, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre un premier couplemètre 61 et un premier capteur de vitesse de rotation 62 agencés sur un organe tournant et par exemple un mât rotor du rotor de sustentation 2 ou autres. Un calculateur, voire le calculateur de pilotage automatique 41, peut être relié à ce premier couplemètre 61 et à ce premier capteur de vitesse de rotation 62 pour déterminer une puissance mécanique PWrp consommée par le rotor de sustentation 2, cette puissance mécanique PWrp consommée par le rotor de sustentation 2 étant éventuellement transmise au calculateur de pilotage automatique 41 lorsque calculée par un autre calculateur. La puissance mécanique PWrp consommée par le rotor de sustentation 2 peut être égale au produit d'une vitesse mesurée par le premier capteur de vitesse de rotation 62 et d'un couple mesuré par le premier couplemètre 61 et éventuellement d'un coefficient de proportionnalité en fonction des emplacements respectifs du premier capteur de vitesse de rotation 62 et du premier couplemètre 61.
Eventuellement, le calculateur de pilotage automatique 41 peut en déduire de manière usuelle une puissance mécanique PWcons consommée par les accessoires 16 et/ou une puissance mécanique PWprt résultant de pertes d'installation. La somme de la puissance mécanique PWcons consommée par les accessoires 16 et de la puissance mécanique PWprt résultant de pertes d'installation donne une puissance mécanique PWinst consommée par l'installation motrice 10 en tant que telle.
En outre, l'hélicoptère hybride 1 peut comprendre au moins un deuxième couplemètre 63 et au moins un deuxième capteur de vitesse de rotation 64 par hélice agencés sur un organe tournant et Date Reçue/Date Received 2021-03-17 24 usual sensor allowing to determine the true air speed of the hybrid helicopter 1, for example by means of a difference in pressure.
Furthermore, the hybrid helicopter 1 can comprise a first torque meter 61 and a first rotational speed sensor 62 arranged on a rotating member and for example a rotor mast of the rotor lift 2 or others. A calculator, or even the calculator of automatic pilot 41, can be connected to this first torque meter 61 and to this first rotational speed sensor 62 to determine a mechanical power PWrp consumed by the rotor of lift 2, this mechanical power PWrp consumed by the lift rotor 2 possibly being transmitted to the autopilot computer 41 when calculated by another calculator. The mechanical power PWrp consumed by the rotor of lift 2 can be equal to the product of a measured speed by the first rotational speed sensor 62 and a torque measured by the first torque meter 61 and possibly by a proportionality coefficient depending on the locations respectively of the first rotational speed sensor 62 and of the first torque meter 61.
Optionally, the automatic pilot computer 41 can deduce in a usual way a mechanical power PWcons consumed by the accessories 16 and/or a mechanical power PWprt resulting from installation losses. The sum of power mechanical PWcons consumed by the accessories 16 and the mechanical power PWprt resulting from installation losses gives a mechanical power PWinst consumed by the installation engine 10 as such.
Furthermore, the hybrid helicopter 1 can comprise at least one second torque meter 63 and at least one second torque sensor speed of rotation 64 per propeller arranged on a rotating member and Date Received/Date Received 2021-03-17
25 par exemple un arbre d'une hélice 6. Un calculateur voire le calculateur de pilotage automatique 41 peut être relié à cet au moins un deuxième couplemètre 63 et à cet au moins un deuxième capteur de vitesse de rotation 64 pour déterminer une puissance intermédiaire par hélice 6. Chaque puissance intermédiaire peut être égale au produit d'une vitesse mesurée par un deuxième capteur de vitesse de rotation 64 et d'un couple mesuré par un deuxième couplemètre 63 et éventuellement d'un coefficient de proportionnalité en fonction des emplacements respectifs du deuxième capteur de vitesse de rotation 64 et du deuxième couplemètre 63. La somme des puissances intermédiaires donne une puissance mécanique PWIr consommée ou produite par l'ensemble des hélices 6, cette puissance mécanique PWIr consommée ou produite par l'ensemble des hélices 6 étant éventuellement transmise au calculateur de pilotage automatique 41 lorsque calculée par un autre calculateur.
Par ailleurs, des senseurs peuvent mesurer des informations porteuses du pas des pales des hélices. Par exemple, un premier senseur 65 peut mesurer une information relative à une position d'une première tige de commande du pas des pales de la première hélice qui est l'image du pas des pales de la première hélice. De même, un deuxième senseur non illustré peut mesurer une position d'une deuxième tige de commande du pas des pales de la deuxième hélice qui est l'image du pas des pales de la deuxième hélice.
Dès lors, le calculateur de pilotage automatique 41 est configuré
pour appliquer le procédé de l'invention. Par exemple, au moins un processeur exécute à cet effet des instructions mémorisées sur une mémoire.
Selon le procédé, le calculateur de pilotage automatique 41 ou un autre calculateur peut calculer un pas objectif à l'aide de la relation suivante :
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 25 for example a shaft of a propeller 6. A computer or even the autopilot computer 41 can be connected to this at least a second torque meter 63 and to this at least one second sensor of rotational speed 64 to determine a power intermediate per propeller 6. Each intermediate power can be equal to the product of a speed measured by a second rotation speed sensor 64 and a torque measured by a second torque meter 63 and possibly a coefficient of proportionality according to the respective locations of the second rotation speed sensor 64 and the second torquemeter 63. The sum of the intermediate powers gives a mechanical power PWIr consumed or produced by the set of propellers 6, this mechanical power PWIr consumed or produced by all of the propellers 6 being possibly transmitted to the autopilot computer 41 when calculated by another calculator.
In addition, sensors can measure information carrying the pitch of the propeller blades. For example, a first sensor 65 can measure information relating to a position of a first control rod for the pitch of the blades of the first propeller which is the image of the pitch of the blades of the first propeller. Of likewise, a second sensor not illustrated can measure a position a second control rod for the pitch of the blades of the second propeller which is the image of the pitch of the blades of the second propeller.
Consequently, the automatic pilot computer 41 is configured to apply the method of the invention. For example, at least one processor executes instructions stored on a memory.
Depending on the method, the automatic pilot computer 41 or a another calculator can calculate an objective step using the relation next :
Date Received/Date Received 2021-03-17
26 TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC), avec TCCdesynch qui représente la valeur du pas objectif dénommée plus simplement pas objectif , TCCcur qui représente une composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales 7, PWrp qui représente la puissance mécanique consommée par ledit rotor de sustentation 2, PWIr qui représente la puissance mécanique mise en oeuvre par ladite au moins une hélice 6, PWinst qui représente la puissance mécanique consommée par l'installation motrice 10, /
représente le signe de la division, - représente le signe de la soustraction, + représente le signe de l'addition, =
représente le signe de l'égalité, dPWIr/dTCC représente la dérivée de la puissance mécanique consommée par ladite au moins une hélice 6 par rapport à la composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales 7.
Le pas objectif TCCdesync peut être utilisé à des fins d'informations et/ou de régulation comme expliqué par la suite. Le pas objectif peut représenter une composante de pas moyen du pas des pales de la ou des hélices.
En référence à la figure 2 et quelle que soit la réalisation de l'invention, le procédé comporte une étape de détermination STP1 de la situation courante.
Cette étape de détermination STP1 de la situation courante comporte une étape STP1.1 de mesure de la vitesse d'avancement TAS de l'hélicoptère hybride 1 avec le senseur de vitesse 15 et une étape STP1.2 de vérification du bon fonctionnement de chaque moteur 12 par exemple réalisée par chaque calculateur moteur 13.
Le calculateur de pilotage automatique 41 reçoit ainsi une information porteuse de la vitesse d'avancement TAS et une ou plusieurs informations porteuses de l'état de fonctionnement des moteurs 12.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 26 TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC), with TCCdesynch which represents the value of the objective step more simply called not objective, TCCcur which represents a current average pitch component of the pitch of the second blades 7, PWrp which represents the power mechanical power consumed by said lifting rotor 2, PWIr which represents the mechanical power implemented by said au minus a propeller 6, PWinst which represents the power machinery consumed by the powerplant 10, /
represents the sign of the division, - represents the sign of the subtraction, + represents the sign of addition, =
represents the sign of equality, dPWIr/dTCC represents the derived from the mechanical power consumed by said at least a propeller 6 with respect to the current mean pitch component of the second blade pitch 7.
The TCCdesync objective step can be used for informational purposes and/or regulation as explained below. The objective step can represent an average pitch component of the pitch of the blades of the or propellers.
With reference to FIG. 2 and whatever the realization of the invention, the method includes a step of determining STP1 of the current situation.
This determination step STP1 of the current situation includes a step STP1.1 for measuring the forward speed Hybrid helicopter TAS 1 with 15 speed sensor and a step STP1.2 for checking the correct operation of each engine 12 for example performed by each engine computer 13.
The automatic pilot computer 41 thus receives a information carrying the forward speed TAS and one or several pieces of information conveying the operating status of the motors 12.
Date Received/Date Received 2021-03-17
27 Le calculateur de pilotage automatique 41 met alors en oeuvre une étape STP1.3 de choix du mode de pilotage de secours à
éventuellement exécuter.
Ainsi, si le moteur 12 ou le cas échéant tous les moteurs 12 sont en panne et que la vitesse d'avancement TAS est supérieure à un premier seuil de vitesse SV1 alors le calculateur de pilotage automatique 41 met en oeuvre durant une étape STP2 un premier mode de pilotage de secours MOD1. Par contre, si le moteur 12 ou le cas échéant tous les moteurs 12 sont en panne et que la vitesse d'avancement TAS est inférieure ou égale au premier seuil de vitesse SV1 alors le calculateur de pilotage automatique 41 met en oeuvre durant une étape STP3 un deuxième mode de pilotage de secours MOD2.
Lorsque le deuxième mode de pilotage de secours MOD2 est appliqué, le procédé comporte une étape de réglage automatique STP3.1 durant laquelle le système de pilotage automatique 40 commande au moins un actionneur de poussée 28 pour que la composante TCC de pas moyen du pas de deuxièmes pales 7 soit égale à un pas moyen de poussée nulle TCCO.
Ce pas moyen de poussée nulle TCCO est éventuellement calculé
par le système de pilotage automatique 40 pour que la ou les hélices 6 exercent uniquement une fonction anticouple en présence d'un ordre de mouvement en lacet donné par le pilote.
Par exemple, le pas moyen de poussée nulle TCCO est déterminé à
l'aide de la relation suivante :
TCCO= cte+Arctg(TAS/0.75*omega*R) où cte représente une constante, TAS représente la vitesse air vraie de l'hélicoptère hybride 1, omega représente la vitesse de rotation des hélices 6, R représente le rayon d'un cercle Date Reçue/Date Received 2021-03-17 27 The automatic pilot computer 41 then implements a step STP1.3 of choosing the emergency piloting mode at possibly run.
Thus, if the motor 12 or, where appropriate, all the motors 12 are in failure and the forward speed TAS is greater than one first speed threshold SV1 then the control computer automatic 41 implements during a step STP2 a first emergency piloting mode MOD1. On the other hand, if the motor 12 or if necessary, all the motors 12 have failed and the speed advancement TAS is less than or equal to the first threshold of speed SV1 then the automatic pilot computer 41 sets implements during a step STP3 a second control mode of emergency MOD2.
When the second emergency piloting mode MOD2 is applied, the method comprises an automatic adjustment step STP3.1 during which the autopilot system 40 controls at least one thrust actuator 28 so that the TCC component of average pitch of the pitch of the second blades 7 is equal to an average pitch of zero thrust TCCO.
This zero thrust mean step TCCO is possibly calculated by the autopilot system 40 so that the propeller or propellers 6 only perform an anti-torque function in the presence of a yaw order given by the pilot.
For example, the mean zero thrust pitch TCCO is determined at using the following relationship:
TCCO= cte+Arctg(TAS/0.75*omega*R) where cte represents a constant, TAS represents the speed true air of hybrid helicopter 1, omega represents speed of rotation of the propellers 6, R represents the radius of a circle Date Received/Date Received 2021-03-17
28 décrit par une extrémité libre de chaque deuxième pale 7, Arctg représente la fonction trigonométrique arctangente, / représente le signe de la division, * représente le signe de la multiplication, + représente le signe de l'addition.
En parallèle voire préalablement à cette étape, le procédé peut prévoir une étape de manoeuvre par le pilote de la commande de pas collectif 20 pour réduire le pas collectif des premières pales 3.
Lorsque le premier mode de pilotage de secours MOD1 est appliqué, durant une étape de réduction automatique STP2.1 d'un pas, le système de pilotage automatique 40 commande les actionneurs requis pour tendre à baisser le pas total ou la composante de pas moyen du pas total des deuxièmes pales 7 rendant chaque hélice 6 productrice d'une puissance motrice.
Le pas voire la composante de pas moyen atteint un pas objectif qui est de fait différent du pas moyen de poussée nulle précédent. Le pas objectif peut correspondre à la valeur du pas total ou de la composante de pas moyen à atteindre pour que chaque hélice produise une puissance. Le pas objectif peut correspondre à la valeur du pas total ou de la composante de pas moyen à atteindre pour que la somme de la puissance mécanique PWIr mise en oeuvre par la ou les hélices ainsi que de la puissance mécanique PWrp consommée par le rotor de sustentation 2 et de la puissance mécanique PWinst consommée par l'installation motrice 10 soit sensiblement nulle soit : PWIr+PWrp+PWinst=0.
Pour rappel, la puissance mécanique PWinst consommée par l'installation motrice 10 peut être égale à la somme d'une puissance mécanique PWprt résultant de pertes d'installation et d'une puissance mécanique PWcons consommée par un ou plusieurs accessoires 16 soit : PWinst=Pwprt+PWcons.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 28 described by a free end of each second blade 7, Arctg represents the arctangent trigonometric function, / represents the division sign, * represents the multiplication sign, + represents the plus sign.
In parallel or even prior to this step, the process can provide a step for maneuvering by the pilot of the control of collective pitch 20 to reduce the collective pitch of the first blades 3.
When the first emergency piloting mode MOD1 is applied, during an STP2.1 automatic reduction step of one step, the autopilot system 40 controls the actuators required to tend to lower the total pitch or pitch component average of the total pitch of the second blades 7 making each propeller 6 producing motive power.
The pitch or even the average pitch component achieves an objective pitch which is in fact different from the previous mean zero thrust pitch. the objective step can correspond to the value of the total step or the mean pitch component to be reached so that each propeller produce power. The objective pitch can correspond to the value of the total pitch or of the average pitch component to be reached so that the sum of the mechanical power PWIr implemented by the propeller(s) as well as mechanical power PWrp consumed by the lift rotor 2 and the power mechanism PWinst consumed by the powerplant 10 i.e.
substantially zero, i.e.: PWIr+PWrp+PWinst=0.
As a reminder, the mechanical power PWinst consumed by power plant 10 may be equal to the sum of a power mechanical PWprt resulting from installation losses and mechanical power PWcons consumed by one or more accessories 16 i.e.: PWinst=Pwprt+PWcons.
Date Received/Date Received 2021-03-17
29 Par exemple, le système de pilotage automatique 40 transmet un signal à chaque actionneur de poussée 28 pour modifier la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales 7.
En outre, ni le pilote ni le système de pilotage automatique 40 ne doivent éventuellement agir sur le pas collectif des premières pales 3 pour maintenir le rotor de sustentation 2 à une vitesse de rotation sensiblement constante.
Pour établir le signal à transmettre à chaque actionneur de poussée 28 afin de produire la puissance requise avec la ou les hélices 6, plusieurs réalisations sont envisageables.
Selon la première réalisation de la figure 2, durant une étape STP2.3, le système de pilotage automatique 40 asservit la vitesse de rotation Nr du rotor de sustentation 2 à une vitesse de rotation de consigne Nr* en régulant le pas des deuxièmes pales 7 selon une boucle de régulation usuelle.
Ainsi, le calculateur de pilotage automatique 41 mesure la vitesse de rotation Nr du rotor de sustentation 2 durant une étape STP2.1.1.
Ensuite, le calculateur de pilotage automatique 41 détermine par exemple avec un comparateur 81 un signal d'erreur correspondant à la différence entre la vitesse de rotation courante Nr du rotor de sustentation 2 et la vitesse de rotation de consigne Nr* visant à ne pas ralentir le rotor de sustentation 2 suite à la panne moteur le cas échéant du ou des moteurs. Le calculateur de pilotage automatique 41 peut exploiter ce signal d'erreur dans un correcteur 82, et par exemple un correcteur proportionnel intégral, pour générer un ordre de réduction de la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales des hélices 6.
Par suite, lors de la panne, le rotor de sustentation 2 tend à ralentir.
La régulation décrite précédemment permet au calculateur de pilotage automatique 41 de baisser le pas des hélices 6 pour tendre Date Reçue/Date Received 2021-03-17 29 For example, the autopilot system 40 transmits a signal to each thrust actuator 28 to modify the mean pitch component of the pitch of the second blades 7.
Further, neither the pilot nor the autopilot system 40 must possibly act on the collective pitch of the first blades 3 to maintain the lift rotor 2 at a speed of rotation substantially constant.
To establish the signal to transmit to each thrust actuator 28 in order to produce the required power with the propeller(s) 6, several realizations are possible.
According to the first embodiment of FIG. 2, during a step STP2.3, 40 autopilot system servos speed of rotation Nr of the lift rotor 2 at a rotational speed setpoint Nr* by regulating the pitch of the second blades 7 according to a usual control loop.
Thus, the automatic pilot computer 41 measures the speed of rotation Nr of the lift rotor 2 during a step STP2.1.1.
Then, the automatic pilot computer 41 determines by example with a comparator 81 a corresponding error signal to the difference between the current rotational speed Nr of the rotor of lift 2 and the reference speed of rotation Nr* aimed at not not slow down lift rotor 2 following engine failure, if engine(s) where applicable. The autopilot computer 41 can exploit this error signal in a corrector 82, and by example a proportional integral corrector, to generate an order reduction in the average pitch component of the pitch of the seconds propeller blades 6.
As a result, during the breakdown, the lift rotor 2 tends to slow down.
The regulation described above allows the computer to autopilot 41 to lower propeller pitch 6 to tighten Date Received/Date Received 2021-03-17
30 à éviter de ralentir le rotor de sustentation 2. Le pas objectif n'est pas nécessairement calculé selon cette réalisation, mais peut l'être durant une étape STP2.2, puisque le pas des deuxièmes pales est automatiquement baissé pour tendre à maintenir constante la vitesse de rotation du rotor de sustentation.
Selon la deuxième réalisation de la figure 3, le système de pilotage automatique 40 asservit un pas des deuxièmes pales 7 à un pas objectif calculé.
Durant une étape intermédiaire STP2.2, le calculateur de pilotage automatique 41 détermine le pas objectif TCCdesynch par exemple en appliquant la formule précédemment décrite.
Dès lors, ce pas objectif calculé TCCdesynch devient selon la deuxième réalisation un pas de consigne TCC*. Durant l'étape de réduction automatique STP2.1 d'un pas des deuxièmes pales 7, le calculateur de pilotage automatique 41 peut appliquer une boucle de régulation usuelle qui prend en considération le pas de consigne et la composante de pas moyen TCC courante du pas des deuxièmes pales 7 pour générer un signal de commande. Ce signal de commande est transmis à chaque actionneur de poussée 28 afin de modifier par exemple la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales des hélices 2 et la faire tendre vers le pas de consigne.
Selon la troisième réalisation de la figure 4, le calculateur de pilotage automatique 41 détermine le pas objectif TCCdesynch.
Par rapport à la deuxième réalisation, le calculateur de pilotage automatique 41 détermine aussi une valeur d'ajustement ATCC.
Cette valeur d'ajustement ATCC est égale à un gain K1 mémorisé
multiplié par l'intégral d'une différence entre la vitesse de rotation courante Nr du rotor de sustentation 2 et la vitesse de rotation de consigne Nr*. Eventuellement, cette valeur d'ajustement est écrêtée Date Reçue/Date Received 2021-03-17 30 to avoid slowing down the lift rotor 2. The objective pitch is not not necessarily calculated according to this realization, but can be during a step STP2.2, since the pitch of the second blades is automatically lowered to tend to maintain constant the rotational speed of the lift rotor.
According to the second embodiment of FIG. 3, the control system automatic 40 slaves a pitch of the second blades 7 to a pitch calculated target.
During an intermediate step STP2.2, the control computer automatic 41 determines the objective step TCCdesynch for example using the formula described above.
From then on, this calculated objective step TCCdesynch becomes according to the second realization a TCC* setpoint step. During the stage of STP2.1 automatic one-pitch reduction of the second 7 blades, the autopilot computer 41 can apply a loop usual regulation which takes into consideration the setpoint step and the current TCC average pitch component of the pitch of the second blades 7 to generate a control signal. This signal control is transmitted to each thrust actuator 28 in order to to modify, for example, the average pitch component of the pitch of the second blades of the propellers 2 and make it tend towards the pitch of order.
According to the third embodiment of FIG. 4, the calculator of autopilot 41 determines the objective step TCCdesynch.
Compared to the second embodiment, the control computer Automatic 41 also determines an ATCC adjustment value.
This ATCC adjustment value is equal to a stored gain K1 multiplied by the integral of a difference between the speed of rotation current Nr of lift rotor 2 and the rotational speed of setpoint Nr*. Eventually, this adjustment value is clipped Date Received/Date Received 2021-03-17
31 par un écrêteur 84. Dès lors, le pas de consigne TCC*est égal à la somme du pas objectif TCCdesynch et de la valeur d'ajustement ATCC éventuellement écrêtée.
Indépendamment de la réalisation et en référence à la figure 2, le premier mode de pilotage MOD1 peut être désengagé de différentes manières.
Selon une première procédure de sortie, le procédé prévoit une étape de sollicitation STP4 de l'interface homme-machine 42 par un pilote. Cette interface homme-machine 42 émet par exemple un signal de changement de mode électrique, analogique numérique, ou optique qui est transmis au système de pilotage automatique 40, et par exemple au calculateur de pilotage automatique 41. Suite à
la réception de ce signal, le système de pilotage automatique 40 applique le deuxième mode de pilotage de secours MOD2. Dès lors, chaque hélice 6 est pilotée pour que la composante de pas moyen du pas de ces deuxièmes pales 7 soit égale au pas moyen de poussée nulle TCCO.
Selon une deuxième procédure de sortie STP5, le pilote manoeuvre la commande de pas collectif 20 lorsque la vitesse d'avancement TAS est inférieure ou égale au premier seuil de vitesse SV1. En raison de la régulation effectuée, la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales 7 est augmentée. Le deuxième mode de pilotage de secours MOD2 est alors mis en oeuvre lorsque la composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales 7 est égale au pas moyen de poussée nulle TCCO.
Selon une troisième procédure de sortie STP6, le calculateur de pilotage automatique 41 compare la vitesse d'avancement courante TAS à un deuxième seuil de vitesse 5V2. Lorsque la vitesse d'avancement TAS est inférieure au deuxième seuil de vitesse 5V2, le calculateur de pilotage automatique 41 baisse automatiquement Date Reçue/Date Received 2021-03-17 31 by a peak limiter 84. Consequently, the setpoint step TCC* is equal to the sum of TCCdesynch objective step and adjustment value ATCC possibly clipped.
Independently of the embodiment and with reference to FIG. 2, the first piloting mode MOD1 can be disengaged from different manners.
According to a first exit procedure, the method provides a solicitation step STP4 of the man-machine interface 42 by a pilot. This man-machine interface 42 sends, for example, a electrical mode change signal, analog digital, or optical which is transmitted to the automatic pilot system 40, and for example to the autopilot computer 41. Following the reception of this signal, the autopilot system 40 applies the second emergency piloting mode MOD2. Since then, each propeller 6 is driven so that the average pitch component of the pitch of these second blades 7 is equal to the average pitch of zero thrust TCCO.
According to a second exit procedure STP5, the pilot maneuvers the collective pitch control 20 when the forward speed TAS is less than or equal to the first speed threshold SV1. In due to the regulation carried out, the average step component of the pitch of the second blades 7 is increased. The second mode of emergency control MOD2 is then implemented when the mean pitch component of the pitch of the second blades 7 is equal at zero thrust medium pitch TCCO.
According to a third output procedure STP6, the calculator of autopilot 41 compares the current forward speed TAS at a second speed threshold 5V2. When the speed forward speed TAS is lower than the second speed threshold 5V2, the autopilot computer 41 automatically lowers Date Received/Date Received 2021-03-17
32 le pas des premières pales 3 et applique le deuxième mode de pilotage de secours MOD2.
Selon une quatrième procédure de sortie STP7, au moins un moteur 12 est redémarré. Le calculateur moteur 13 du moteur 12 redémarré
transmet un signal au calculateur de pilotage automatique 41 pour l'en informer. Dès lors, le calculateur de pilotage automatique 41 détecte le redémarrage du moteur 12 et désengage automatiquement le premier mode de pilotage de secours MOD1.
Les figures 5 à 8 illustrent le déroulé du procédé selon l'invention mettant en oeuvre la deuxième procédure de sortie au travers d'un afficheur 50 de l'hélicoptère hybride 1.
Cet afficheur 50 peut comprendre une échelle graduée en pas 54.
L'afficheur 50 est contrôlé par un calculateur voire par le calculateur de pilotage automatique 41 pour présenter un index 53 représentant par exemple la composante de pas moyen courante de la ou des hélices 6. De plus, l'afficheur 50 peut présenter un premier repère 51 représentant le pas moyen de poussée nulle et un deuxième repère 52 représentant le pas de désynchronisation.
En référence à la figure 5 et en l'absence de panne de chacun du ou des moteurs 12, la composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales de la ou des hélices 6 est supérieure au pas moyen de poussée nulle, ce pas moyen de poussée nulle étant supérieur au pas de désynchronisation.
En référence à la figure 6, suite à une panne totale de chacun du ou des moteurs 12, le système de pilotage automatique 40 pilote les pas des deuxièmes pales de la ou des hélices 6 pour les rendre productrice de puissance. La composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales de la ou des hélices atteint le pas de désynchronisation.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 32 the pitch of the first blades 3 and applies the second mode of emergency control MOD2.
According to a fourth output procedure STP7, at least one motor 12 is restarted. The engine computer 13 of engine 12 restarted transmits a signal to the autopilot computer 41 to inform him. Consequently, the autopilot computer 41 detects the restart of engine 12 and disengages automatically the first backup piloting mode MOD1.
Figures 5 to 8 illustrate the course of the process according to the invention implementing the second exit procedure through a display 50 of hybrid helicopter 1.
This display 50 may include a scale graduated in steps 54.
The display 50 is controlled by a computer or even by the computer automatic pilot 41 to present an index 53 representing for example the current average pitch component of the propellers 6. In addition, the display 50 may have a first mark 51 representing the zero thrust mean pitch and a second marker 52 representing the desynchronization step.
Referring to Figure 5 and in the absence of failure of each of the or motors 12, the current average pitch component of the pitch of the second blades of the propeller(s) 6 is greater than the pitch means of zero thrust, this mean pitch of zero thrust being greater than the desynchronization step.
Referring to Figure 6, following a total failure of each of the or engines 12, the autopilot system 40 controls the pitch of the second blades of the propeller(s) 6 to make them power producer. The current mean pitch component of the pitch of the second blades of the propeller(s) reaches the pitch of desynchronization.
Date Received/Date Received 2021-03-17
33 En référence à la figure 7, lorsque l'hélicoptère hybride 1 atteint une vitesse d'avancement inférieure au deuxième seuil de vitesse SV2, le pilote baisse le pas collectif des premières pales 3. Il en résulte une augmentation du pas de désynchronisation pour éviter que le régime de rotation du rotor de sustentation 2 baisse, la composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales de la ou des hélices 6 restant égale au pas de désynchronisation.
En référence à la figure 8, le deuxième mode de pilotage de secours est alors engagé, la composante de pas moyen courante de la ou des hélices étant maintenue pour être égale au pas moyen de poussée nulle.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention et des revendications.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 33 Referring to Figure 7, when the hybrid helicopter 1 reaches a forward speed lower than the second SV2 speed threshold, the pilot lowers the collective pitch of the first 3 blades. This results in an increase in the desynchronization step to prevent the rotational speed of lift rotor 2 decreases, the component average current pitch of the pitch of the second blades of the propellers 6 remaining equal to the desynchronization pitch.
With reference to FIG. 8, the second emergency piloting mode is then engaged, the current average pitch component of the of the propellers being maintained to be equal to the average pitch of zero thrust.
Of course, the present invention is subject to many variations in its implementation. Although several modes of achievement have been described, we understand that it is not conceivable to exhaustively identify all the modes possible. It is of course possible to replace a means described by an equivalent means without departing from the scope of this invention and claims.
Date Received/Date Received 2021-03-17
Claims (14)
Procédé de contrôle d'un hélicoptère hybride (1), ledit hélicoptère hybride (1) ayant une installation motrice (10) reliée à
au moins un rotor de sustentation (2) et à au moins une hélice (6), ladite installation motrice (10) ayant au moins un moteur (12), ledit rotor de sustentation (2) ayant une pluralité de premières pales (3) et ladite au moins une hélice (6) ayant une pluralité de deuxièmes pales (7), caractérisé en ce que le procédé comporte les étapes suivantes :
- mesure (STP1.1) d'une vitesse d'avancement (TAS) de l'hélicoptère hybride (1), - sous condition (STP1.3) que ladite vitesse d'avancement (TAS) soit supérieure à un premier seuil de vitesse (SV1) et que chaque moteur dudit au moins un moteur (12) soit en panne, mise en uvre (STP2) automatique d'un premier mode de pilotage de secours (MOD1) comprenant une étape de réduction automatique (STP2.1) par un système de pilotage automatique (40) d'un pas desdites deuxièmes pales (7) jusqu'à un pas objectif rendant ladite au moins une hélice (6) productrice d'une puissance motrice transmise au rotor de sustentation (2), et en ce que sous condition que ladite vitesse d'avancement (TAS) soit inférieure ou égale au premier seuil de vitesse (SV1) et que chaque moteur dudit au moins un moteur (12) soit en panne, mise en uvre (STP3) automatique d'un deuxième mode de pilotage de secours (MOD2) comprenant les étapes suivantes :
- réglage automatique (STP3.1) par le système de pilotage automatique (40) d'une composante (TCC) de pas moyen dudit pas desdites deuxièmes pales (7) à un pas moyen de poussée nulle (TCCO), ledit pas moyen de poussée nulle (TCCO) étant calculé par ledit système de pilotage automatique (40) pour que ladite au moins une hélice (6) n'exerce aucune poussée en l'absence d'un ordre de mouvement en lacet.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 1.
Method for controlling a hybrid helicopter (1), said hybrid helicopter (1) having a power plant (10) connected to at least one lift rotor (2) and at least one propeller (6), said power plant (10) having at least one motor (12), said lift rotor (2) having a plurality of first blades (3) and said at least one helix (6) having a plurality of second blades (7), characterized in that the method comprises the following steps:
- measurement (STP1.1) of a forward speed (TAS) of the hybrid helicopter (1), - on condition (STP1.3) that said forward speed (TAS) is greater than a first speed threshold (SV1) and that each motor of said at least one motor (12) has failed, implementation (STP2) automatic first backup piloting mode (MOD1) including an automatic reduction step (STP2.1) by an automatic piloting system (40) of a pitch of said second blades (7) to an objective pitch making said at least a propeller (6) producing motive power transmitted to the lifting rotor (2), and in that provided that said forward speed (TAS) is less than or equal to the first speed threshold (SV1) and that each motor of said at least one motor (12) is broken down, put automatic implementation (STP3) of a second control mode of relief (MOD2) including steps following:
- automatic adjustment (STP3.1) by the control system automatic (40) of a component (TCC) of mean pitch of said pitch of said second blades (7) at an average pitch of zero thrust (TCCO), said mean zero thrust pitch (TCCO) being calculated by said autopilot system (40) so that said at least a propeller (6) exerts no thrust in the absence of an order from yaw motion.
Date Received/Date Received 2021-03-17
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC), avec TCCdesynch qui représente ledit pas objectif, TCCcur qui représente une composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales (7), PWrp qui représente la puissance mécanique consommée par ledit rotor de sustentation (2), PWIr qui représente la puissance mécanique mise en uvre par ladite au moins une hélice (6), PWinst qui représente la puissance mécanique consommée par l'installation motrice (10), /
représente le signe de la division, - représente le signe de la soustraction, + représente le signe de l'addition, =
représente le signe de l'égalité, dPWIr/dTCC représente la dérivée de la puissance mécanique consommée par ladite au moins Date Reçue/Date Received 2021-03-17 une hélice (6) par rapport à la composante de pas moyen courante du pas des deuxièmes pales (7). 4. Method according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the method comprises determining by said automatic piloting system (40) of said objective step by solving the equation next :
TCCdesynch=TCCcur-[(PWrp+PWIr+PWinst)/(dPWIr/dTCC), with TCCdesynch representing said objective pitch, TCCcur which represents a current average pitch component of the pitch of the second blades (7), PWrp which represents the power mechanical power consumed by said lift rotor (2), PWIr which represents the mechanical power implemented by said au minus one propeller (6), PWinst which represents the power machinery consumed by the powerplant (10), /
represents the sign of the division, - represents the sign of the subtraction, + represents the sign of addition, =
represents the sign of equality, dPWIr/dTCC represents the derived from the mechanical power consumed by said at least Date Received/Date Received 2021-03-17 a helix (6) with respect to the current average pitch component pitch of the second blades (7).
ce pas objectif. 7. Method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that, during the first piloting mode of emergency (MOD1), said automatic reduction by the system of automatic control (40) of the pitch of said second blades (7) towards an objective step comprises the following steps: calculation of the step objective and control of the pitch of said second blades (7) at this not objective.
un pas de consigne égal au pas objectif ajusté en fonction d'une vitesse de rotation (Nr) courante du rotor de sustentation (2) au regard d'une vitesse de rotation de consigne (Nr*). 8. Method according to any one of claims 1 to 5, characterized in that, during the first piloting mode of emergency (MOD1), said automatic reduction by the system of automatic control (40) of the pitch of said second blades (7) towards an objective step comprises the following steps: calculation of the step Date Received/Date Received 2021-03-17 objective and control of the pitch of said second blades (7) at a setpoint step equal to the objective step adjusted according to a current rotational speed (Nr) of the lift rotor (2) at with regard to a set rotation speed (Nr*).
un pas moyen de poussée nulle (TCCO) lorsque le pas des deuxièmes pales (7) atteint le pas moyen de poussée nulle (TCCO). 9. Method according to any one of claims 1 to 8, characterized in that provided that the first mode of emergency control (MOD1) is implemented, the method comprises a solicitation step (STP4) of a man-machine interface (42) by a pilot, said man-machine interface (42) emitting a mode change signal transmitted to the control system automatic (40), said automatic pilot system (40) applying following receipt of said change signal the second emergency piloting mode (MOD2) maintaining a mean pitch component of the pitch of the second blades (7) equal to a mean pitch of zero thrust (TCCO) when the pitch of the second blades (7) reaches the mean zero thrust pitch (TCCO).
- sollicitation (STP5) d'une commande de pas collectif (20) par un pilote lorsque ladite vitesse d'avancement (TAS) est inférieure ou égale au premier seuil de vitesse (SV1), - mise en uvre par ledit système de pilotage automatique (40) du deuxième mode de pilotage de secours (MOD2) maintenant une composante de pas moyen du pas des deuxièmes pales (7) égale à
un pas moyen de poussée nulle (TCCO) lorsque le pas des deuxièmes pales (7) atteint le pas moyen de poussée nulle (TCCO).
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 10. Method according to any one of claims 1 to 9, characterized in that provided that the first mode of emergency control (MOD1) is implemented, the method comprises the following steps:
- solicitation (STP5) of a collective pitch control (20) by a driver when said forward speed (TAS) is lower or equal to the first speed threshold (SV1), - implementation by said automatic pilot system (40) of the second emergency piloting mode (MOD2) maintaining a mean pitch component of the pitch of the second blades (7) equal to a mean pitch of zero thrust (TCCO) when the pitch of the second blades (7) reaches the mean zero thrust pitch (TCCO).
Date Received/Date Received 2021-03-17
selon l'une quelconque des revendications 1 à 13.
Date Reçue/Date Received 2021-03-17 14. Hybrid helicopter (1), said hybrid helicopter (1) having a powerplant (10) connected to at least one lift rotor (2) and at least one propeller (6), said power plant (10) having at least one motor (12), said lift rotor (2) having a plurality of first blades (3) and said at least one propeller (6) having a plurality of second blades (7), characterized in that said hybrid helicopter (1) comprises a speed sensor (15) for measuring forward speed Date Received/Date Received 2021-03-17 (TAS) of the hybrid helicopter (1) and a piloting system automatic (40) connected to the speed sensor (15), said system of automatic pilot (40) being configured to apply the method according to any one of claims 1 to 13.
Date Received/Date Received 2021-03-17
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