CH659130A5 - Installation pour mesurer le poids d'un helicoptere. - Google Patents
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Description
La présente invention a trait à des installations pour mesurer le poids d'un avion, en particulier à une installation à bord d'un hélicoptère pour mesurer son poids, qui donne une indication fiable du poids ou de la charge de l'hélicoptère même pendant les périodes où l'aile tournante de l'hélicoptère développe une force ascensionnelle.
Le brevet USA N° 3 312042 (Bateman) décrit déjà un système pour mesurer le poids d'un avion. (Ce brevet a été cédé au titulaire du présent brevet.) Ce système comprend des paires d'accèléromè-tres qui sont montés sur l'organe supportant le poids de chaque train d'atterrissage pour sonder la flexion dans l'organe provoquée par l'application du poids de l'avion. Les sorties des accéléromètres sont combinées pour annuler les effets de la pente de la piste ou des irrégularités, et pour engendrer une indication correcte du poids de l'avion.
Un tel système a son utilité pour détecter le poids chargé d'un avion lorsque l'avion se trouve immobile sur le sol et n'est pas soumis à une force ascensionnelle. Cependant, lorsqu'il s'agit d'un hélicoptère comprenant une aile tournante, il est possible que l'héli-5 coptère soit chargé et/ou pesé pendant le temps où l'aile tournante applique une force ascensionnelle à l'hélicoptère. Pendant ce temps, même si l'hélicoptère reste sur le sol, le poids sondé par les paires d'accéléromètres sur le train d'atterrissage n'est pas correct, car une partie de la charge sur le train d'atterrissage se trouve diminuée par io la force ascensionnelle produite par l'aile tournante. Une telle erreur peut provoquer des conditions dangereuses de chargement de l'hélicoptère.
Selon la présente invention, une installation pour mesurer le poids d'un hélicoptère comprend des moyens pour produire une re-15 présentation de la charge supportée par le train d'atterrissage, des moyens pour produire une représentation de la force ascensionnelle développée par une aile tournante de l'hélicoptère, et des moyens pour engendrer une indication du poids de l'hélicoptère à partir de la charge supportée par le train d'atterrissage et la force ascension-20 nelle.
Les moyens pour produire une indication de la force ascensionnelle comprennent une première et une seconde sonde de pression, la moyenne des signaux de sortie est calculée et multipliée par une constante et par l'aire effective du disque formé par l'aile tournante 25 de l'hélicoptère, afin de calculer la force ascensionnelle.
Le poids de l'hélicoptère supporté par le train d'atterrissage est détecté par des paires d'accéléromètres montées sur des organes du train d'atterrissage qui supportent le poids afin de détecter leur dé-flexion. Les signaux de sortie dérivés de chaque paire d'accéléromë-30 très sont combinés pour former une indication de la charge supportée par chaque train d'atterrissage. Les signaux de sortie provenant des paires d'accéléromètres sont alors additionnés pour former une indication du poids total supporté par tous les trains d'atterrissage. Le poids total détecté par les accéléromètres du train d'atterris-35 sage est additionné à la force ascensionnelle pour former une indication du poids total de l'hélicoptère. L'installation pour mesurer le poids selon la présente invention donne donc une indication correcte de la charge de l'avion indépendamment de la conformation ou de l'inclinaison du sol sur lequel l'avion est posé.
4o Dans le dessin,
la fig. 1 est une vue en perspective d'un hélicoptère en combinaison avec une partie de l'installation pour mesurer le poids de l'hélicoptère selon la présente invention;
la fig. 2 est une vue schématique du train d'atterrissage de gauche 45 selon la fig. 1, et la fig. 3 est un diagramme fonctionnel de l'installation pour mesurer le poids d'un hélicoptère selon la présente invention.
Faisant maintenant référence à la fig. 1, un hélicoptère 10 est représenté comprenant une aile tournante 12 qui développe une force so ascensionnelle lors de sa rotation. L'hélicoptère 10 comprend également un train d'atterrissage frontal 14 et des trains d'atterrissage droit et gauche 16, respectivement 18. Le poids total de l'hélicoptère 10, lorsque aucune force n'est développée par l'aile tournante 12, est égal au poids total supporté par les trois trains d'atterrissage 14,16 55 et 18. Si cependant l'aile tournante 12 développe une force ascensionnelle, à savoir lorsque l'hélicoptère est soutenu, le poids total de l'avion n'est plus égal à la somme des poids supportés par les trains d'atterrissage. A ce moment, le poids total est donné par l'équation suivante:
WT=WN0+WRG+WLG+L
(1)
dans laquelle WT est égal au poids total, WNQ signifie le poids supporté par le train d'atterrissage frontal 14, WRG est le poids supporté par le train d'atterrissage de droite 16, WLO représente le poids supporté par le train d'atterrissage de gauche 18, et L est la force ascen-65 sionnelle produite par l'aile tournante 12 de l'hélicoptère.
Le poids supporté par chacun des trains d'atterrissage 14,16 et 18 peut être déterminé par l'appareil décrit dans le brevet USA N° 4312042.
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Une courte description de cet appareil est donnée dans ce qui suit, étant entendu qu'une description plus en détail peut être trouvée dans le brevet mentionné.
Le poids ou la charge supportée par chaque train d'atterrissage 14, 16 et 18 est déterminée par la détection du degré de déflexion ou de la flexion d'un organe structurel supportant le poids, par exemple un axe du train d'atterrissage. L'angle de flexion de cet organe structurel est proportionnel au poids ou à la force appliqués à cet organe. En faisant spécialement référence à la représentation schématique du train d'atterrissage gauche 18 selon la fig. 2, un axe 20 est représenté ayant une flexion exagérée pour illustrer l'effet de la charge. Un plan de référence d'inertie est indiqué par une ligne horizontale en tirets 21. L'angle de flexion de l'axe est représenté par les angles de référence 0J et 02.
A l'intérieur de l'axe 20 et à ses extrémités opposées est montée une paire d'accéléromètres 24, 26 afin de détecter les angles 0! et 02. Ces angles 0j et 02, à leur tour, comprennent les composants suivants:
01=0B + 0L1+0A1 (2)
02 = 0B + 0L2 + 0A2 (3)
Dans ces équations, 0B est l'angle de l'axe causé par l'inclinaison du sol sur lequel l'hélicoptère est posé. 0Lt et 0L2 sont les angles de flexion provoqués par une charge. 0A1 et 0A2 sont des termes représentant un mauvais alignement de l'axe de la sonde et les erreurs systématiques.
Le poids supporté par l'axe 20 est donné par la formule suivante:
WA=K(0L1+0L2) (4)
Il ressort de ce qui précède que le poids sur l'axe est proportionnel aux composants 0L des angles totaux mesurés 0! et 02. K est un facteur d'échelle qui dépend de la géométrie et de la rigidité de l'axe et représente généralement une quantité connue par expérience. Afin de dériver le poids total porté par l'axe 20, les signaux de sortie des accéléromètres 24 et 26 sont additionnés par un ordinateur 28, voir la fig. 3, qui emmagasine également le facteur K dans une mémoire 29 et le multiplie avec la somme des angles 0j et 02. La quantité résultante est indépendante de la composante 0B de l'angle, et le poids calculé n'est donc pas affecté par l'inclinaison du sol sur lequel l'hélicoptère est posé. En plus, les facteurs 0A de l'angle sont mesurés et annulés au cours de la mise à zéro automatique du système et n'entrent donc pas dans le calcul. En somme, l'addition des signaux de sortie des accéléromètres 24 et 26 fournit une indication de la charge supportée par l'axe 20.
Comme il ressort en particulier de la fig. 3, les signaux de sortie des accéléromètres 40 et 42, montés dans l'axe du train d'atterrissage frontal 14, et des accéléromètres 34 et 36 qui se trouvent dans l'axe du train d'atterrissage droit 16, sont reliés à l'ordinateur 28. L'ordinateur 28 calcule le poids sur chacun des trains d'atterrissage 14 et 16 et additionne les poids des trois axes pour fournir une indication du poids total de l'hélicoptère supporté par les trains d'atterrissage.
L'ordinateur 28 donne également une indication de la force ascensionnelle provoquée par l'aile tournante 12 à partir des sondes de pression antérieure et postérieure 30, 32, voir en particulier la fig. 1. Chacune des sondes 30 et 32 est montée sur le fuselage 32' de l'hélicoptère 10 au-dessous de l'aile tournante 12. Dans la réalisation préférée de l'invention, les sondes de pression 30 et 32 sont des tubes Pitot qui détectent la différence entre la pression dynamique de l'air et la pression statique de l'air pour engendrer une indication de la pression de courant d'air à l'arrière (slipstream), portant la référence PTS, provoquée par le mouvement de l'aile tournante 12.
La force ascensionnelle L développée par l'aile tournante 12 est donnée par l'équation:
L = qcCLSP (5)
dans laquelle qc est la pression dynamique, CL est le coefficient de sustentation et SP est l'aire effective de disque décrit par l'aile tournante.
Le coefficient de sustentation CT est proportionnel à la pression totale PT. En d'autres termes :
Cl = K0Pt (6)
dans laquelle K0 est une constante qui peut être déterminée empiriquement pour chaque type d'hélicoptère sur lequel l'installation est utilisée.
La pression totale PT est donnée par l'équation suivante:
où PT0 est la pression totale de l'écoulement libre qui se forme comme résultat d'un mouvement d'un hélicoptère dans l'air.
En substituant les équations (7) et (6) dans l'équation (5), on obtient:
L = K0(Pts-Ptd)Sp (8)
Puisque l'installation pour mesurer le poids est désignée pour être utilisée uniquement pendant le temps où l'hélicoptère reste au sol à une condition de flottement partiel ou total, le terme PTD qui représente la pression totale de l'écoulement libre est égal à zéro. Par conséquent, l'équation de la force totale devient la suivante :
L = K0PtsSp (9)
L'aire effective de disque Sp de l'aile tournante 12 est calculée pour le type particulier de l'avion sur lequel l'installation pour mesurer le poids est utilisée et emmagasinée avec la constante K0 dans la mémoire 29 de l'ordinateur 28. L'aire effective de disque est égale à:
l/47t(D,2-D22)
dans laquelle D, est le diamètre extérieur et D2 est le diamètre intérieur de l'aire utile de l'aile tournante.
En pratique, la pression du courant d'air à l'arrière de l'aile tournante est déterminée à partir d'une moyenne des signaux de sortie des sondes de pression 30 et 32. En d'autres termes, les sorties des sondes de pression 30 et 32, désignées comme PXS1 et PTS2, sont additionnées et divisées par deux dans l'ordinateur 28 pour obtenir leur moyenne qui est alors insérée dans l'équation 9. L'ordinateur 28 résout alors l'équation 9 pour calculer la force ascensionnelle totale développée par l'aile tournante 12.
Un affichage 56 disposé dans l'hélicoptère 10 peut être relié à l'ordinateur 28 et commandé par celui-ci pour donner une indication visuelle ou autre de la charge de l'hélicoptère afin d'informer l'opérateur de l'avion.
En faisant la moyenne des sorties des sondes de pression 30, 32, la valeur de la force ascensionnelle calculée par l'ordinateur 28 est pratiquement indépendante de l'attitude de l'aile tournante 12 et de l'inclinaison du sol sur lequel l'hélicoptère 10 est posé. En plus, la force ascensionnelle calculée est pratiquement indépendante des pertes aérodynamiques et des pertes dues à la transmission de forces mécaniques.
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1 feuille dessins
Claims (8)
1. Installation pour mesurer le poids d'un hélicoptère comprenant un train d'atterissage et des ailes tournantes pour créer une force ascensionnelle, caractérisée par
— des premiers moyens (24, 26; 34, 36; 40,42) pour développer une représentation de la charge supportée par le train d'atterrissage (14,16,18);
— des seconds moyens (30, 32) pour développer une représentation de la force ascensionnelle, et
— des troisièmes moyens (28, 56), couplés aux premiers et seconds moyens, pour développer une indication du poids total de l'hélicoptère à partir de la charge supportée par le train d'atterrissage et la force ascensionnelle.
2. Installation selon la revendication 1, caractérisée en ce que les troisièmes moyens comprennent un ordinateur (28) pour additionner la charge et la force ascensionnelle.
2
REVENDICATIONS
3. Installation selon la revendication 1 pour l'utilisation avec un hélicoptère qui comprend une aile tournante ayant l'aire effective d'un disque engendrant une pression de courant d'air à l'arrière, caractérisée en ce que lesdits seconds moyens comportent une sonde de pression (30, 32) ayant une sortie qui représente cette pression de courant d'air à l'arrière, une mémoire pour emmagasiner une représentation de l'aire effective dudit disque, et des moyens couplés à la sonde de pression et à la mémoire, pour engendrer une représentation de la force ascensionnelle à partir de la pression de courant d'air à l'arrière et de l'aire effective dudit disque.
4. Installation selon la revendication 3, caractérisée en ce que les moyens générateurs comprennent un ordinateur qui calcule la force ascensionnelle développée par l'aile tournante, selon l'équation
L=KoPtsSp où L est la force ascensionnelle, Pts est la pression de courant d'air à l'arrière, Sp est l'aire effective du disque, et K0 est une constante.
5. Installation selon la revendication 3, caractérisée en ce que la sonde de pression est un tube Pitot.
6. Installation selon la revendication 3, caractérisée en ce que la sonde de pression comprend un premier et un second tube Pitot disposés au-dessous de l'aile tournante, comportant chacun une sortie et des moyens pour faire la moyenne des sorties des tubes Pitot pour engendrer la représentation de la pression de courant d'air à l'arrière.
7. Installation selon la revendication 3, caractérisée par un affichage relié aux moyens générateurs pour développer une indication visuelle du poids total de l'hélicoptère.
8. Installation selon la revendication 4, caractérisée en ce que les moyens générateurs comprenant un ordinateur (28) pour calculer la force ascensionnelle sont reliés à un dispositif d'affichage (56).
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| NO841011L (no) | 1984-10-02 |
| DE3407051A1 (de) | 1984-10-11 |
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| DE3407051C2 (de) | 1987-02-12 |
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| GB2137153A (en) | 1984-10-03 |
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| US4574360A (en) | 1986-03-04 |
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| GB8405021D0 (en) | 1984-04-04 |
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| ES531133A0 (es) | 1985-08-01 |
| AU549275B2 (en) | 1986-01-23 |
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| HK94586A (en) | 1986-12-12 |
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| SE8401253D0 (sv) | 1984-03-07 |
| SE8401253L (sv) | 1984-10-02 |
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