CH659983A5

CH659983A5 - Dispositif d'avertissement pour le pilote d'un avion effectuant une manoeuvre de combat.

Info

Publication number: CH659983A5
Application number: CH2079/84A
Authority: CH
Inventors: Noel S Paterson; Everette E Vermilion
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-04-27
Publication date: 1987-03-13
Also published as: SE8402469L; DE3417885A1; IT8448178A0; FI841912A0; GB2139589B; GB8411770D0; FI74253B; JPS59216791A; GB2174665B; ES8507405A1; FI841912A; AU2668884A; AU547207B2; CA1241082A; FI74253C; NL8401534A; GB2139589A; GB2174665A; SE8402469D0; FR2545930A1

Description

L'invention se rapporte à un dispositif d'avertissement qui avertit le pilote d'un avion effectuant une manœuvre de combat, tel un piqué, qu'un redressement doit être effectué immédiatement pour éviter que l'avion ne descende au-dessous d'une altitude choisie par le réglage du MDA ou «espion» d'altitude radio.

On connaît divers dispositifs d'avertissement signalant les dangers de certaines formes de vol. Toutefois, de tels systèmes sont en règle générale prévus pour des avions de transport et agencés de façon à produire des avertissements principalement durant les phases de décollage et d'atterrissage d'un vol pour éviter un impact au sol par inadvertance. De tels dispositifs ne sont pas prévus pour fournir des avertissements pendant des manœuvres de combat, telles des attaques en piqué pendant lesquelles l'avion est volontairement dirigé vers le sol à très grande vitesse et avec un grand angle d'inclinaison, ce qui fait que le dispositif usuel fournirait des avertissements faux ou inadéquats en de telles conditions.

Les dispositifs d'avertissement destinés à signaler au pilote d'un avion de combat l'existence de conditions de vol dangereuses présentent des problèmes de réalisation particuliers. L'un de ces problèmes est dû au double mode d'opération d'un tel avion. Normalement, de tels avions ont un mode d'opération tactique ou d'attaque qui inclut des manœuvres tels des piqués et diverses manœuvres à basse altitude, ainsi qu'un mode d'opération non tactique correspondant à des phases de vol usuelles qui comprennent des manœuvres tels le décollage, l'atterrissage et la croisière. Etant donné que les manœuvres effectuées dans le mode d'opération tactique d'un avion diffèrent sensiblement de celles effectuées normalement dans le mode non tactique, un dispositif prévu pour un avion de transport à usage non tactique ne fournira pas des signaux d'avertissement adéquats pendant certaines manœuvres tactiques, alors que, d'autre part, il effectuera de fausses alarmes durant d'autres manœuvres. De façon similaire, un dispositif prévu spécifiquement pour fournir des avertissements durant des manœuvres tactiques ou de combat ne fournira pas d'avertissement adéquat durant les manœuvres moins brutales d'une phase de vol non tactique.

Le but de l'invention est par conséquent de fournir un dispositif d'avertissement qui évite un grand nombre de désavantages à des dispositifs d'avertissement connus et qui avertisse le pilote d'un avion effectuant une manœuvre de combat qu'il doit redresser son appareil.

A cet effet, l'invention est définie comme il est dit à la revendication 1.

L'invention sera maintenant illustrée par la description qui suit, à titre d'exemple, et à l'aide du dessin, dans lequel:

la figure 1 est un schéma de fonctionnement d'un dispositif selon l'invention;

la figure 2 montre un avion en position de piqué et illustre les données dynamiques de redressement;

la figure 3 est un graphique qui montre la perte d'altitude d'un avion pendant un redressement à 4G à la sortie d'un piqué en fonction de l'angle de descente et de l'inclinaison longitudinale;

la figure 4 est un graphique qui montre la perte d'altitude d'un avion pendant un redressement à 4G à la sortie d'un piqué et en fonction de la vitesse relative et de l'inclinaison longitudinale, et la figure 5 est un schéma d'un dispositif d'avertissement de proximité du sol selon l'invention, utilisable aussi bien pour des manœuvres tactiques que non tactiques,

la figure 4 est un graphique qui montre la perte d'altitude d'un avion pendant un redressement à 4G à la sortie d'un piqué et en fonction de la vitesse relative et de l'inclinaison longitudinale, et la figure 5 est un schéma d'un dispositif d'avertissement de proximité du sol selon l'invention, utilisable aussi bien pour des manœuvres tactiques que non tactiques.

La figure 1 illustre un mode de réalisation de la partie d'avertissement tactique d'un dispositif d'avertissement de proximité du sol selon l'invention qui est globalement désigné par le chifre de référence 10. Le dispositif 10 est illustré dans la figure 1 sous la forme d'un schéma comprenant une série de portes, de comparateurs et d'éléments similaires; il est entendu que cela n'est fait qu'à des fins d'illustration et qu'une réalisation pratique des circuits logiques peut être différente de celle montrée à la figure 1, diverses solutions digitales ou analogues étant possibles. Les signaux utilisés par le dispositif décrit ici comprennent des signaux d'altitude radio, de variation d'altitude barométrique, de vitesse relative, et d'inclinaison longitudinale de l'avion, ainsi que des signaux indiquant si les armes sont armées et différents signaux de validité. Selon le type d'avion sur lequel le dispositif d'avertissement est monté, les signaux montrés à la figure 1 peuvent être obtenus à partir d'instruments séparés, tels un altimètre barométrique 12, un circuit de variation d'altitude barométrique 14, un altimètre-radio 16, un gyroscope d'inclinaison 18,

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une source délivrant un signal de vitesse relative, comme par exemple un ordinateur de vol ou un indicateur de vitesse relative, et divers éléments de circuit discontinu qui indiquent si les armes sont armées et si les roues du train d'atterrissage supportent une charge. Sur certains avions modernes, ces signaux peuvent être obtenus à partir d'une ligne centrale de distribution de données.

La partie d'avertissement tactique du dispositif décrit n'est prévue pour être opérationnelle que durant les phases tactiques du vol, comme par exemple un bombardement ou une attaque au sol exigeant un vol en piqué très raide. En conséquence, le dispositif n'est activé que lorsque les conditions indiquant un tel mode d'opération sont remplies. Dans le dispositif décrit ici, ces conditions sont que les roues de l'avion ne supportent pas de charge, que la vitesse relative est plus grande qu'une vitesse relative prédéterminée qui peut être par exemple de 540 km/h et que les armes sont armées.

L'activation est réalisée par une porte ET 22 qui reçoit des signaux indiquant que les armes sont armées et que les roues ne supportent pas de charge, ainsi qu'un signal du comparateur 24, lequel est connecté à une source 20 de signaux de vitesse relative. Le comparateur 24 compare le signal délivré par la source 20 de vitesse relative avec un signal de consigne représentant une vitesse relative prédéterminée pouvant être par exemple de 540 km/h et indique si la vitesse relative de l'avion excède une vitesse relative prédéterminée, par exemple 540 km/h. Par ailleurs, la porte ET 22 reçoit des signaux indiquant que ni l'altimètre-radio ni l'altimètre barométrique ne sont bloqués pour bloquer le dispositif lorsqu'un instrument est défectueux.

Quand toutes les conditions ci-dessus sont remplies, la porte 22 active une autre porte ET 26 pour mettre la porte 26 sous le contrôle d'un comparateur 28, qui reçoit un signal représentant l'inclinaison longitudinale de l'avion délivré par un gyroscope 8 d'inclinaison, un signal représentant la vitesse de descente barométrique de l'avion qui est délivré par le circuit 14, ainsi qu'un signal représentant l'altitude minimum à laquelle on désire descendre et qui est déterminée par le réglage du MDA. Sur la base de ces signaux d'entrée, le comparateur 28 détermine l'altitude minimale de redressement ou une altitude d'avertissement Hw, à laquelle doit débuter le redressement pour éviter que l'avion ne descende au-dessous dé l'altitude minimale désirée. Le comparateur reçoit un autre signal provenant de l'altimètre-radio et qui représente la hauteur de l'avion au-dessus du sol, et délivre un signal à la porte 26 lorsque le signal reçu de l'altimètre-radio 16 représente une altitude inférieure à l'altitude minimale de redressement. Lorsqu'un tel signal est reçu, la porte 26 active le fonctionnement du générateur d'avertissement, qui sera de préférence un générateur d'avertissement vocal, amenant ainsi le générateur 30 à produire un avertissement vocal. Cet avertissement vocal devra être un avertissement spécifique, tel par exemple le mot «DÉGAGER» pour indiquer exactement au pilote la mesure à adapter pour éviter des conditions de vol dangereuses. L'avertissement vocal est appliqué, soit directement soit indirectement, à un transducteur 32, qui peut être par exemple un haut-parleur ou un écouteur, afin d'être transmis au pilote.

En plus de la vitesse et de l'altitude longitudinale de l'avion, il existe d'autres facteurs qui déterminent l'altitude à laquelle l'avertissement de redressement au cours d'un vol en piqué doit être émis. Ces facteurs dépendent des performances de l'avion et comprennent le temps de réaction de l'avion et du pilote, et le nombre de G que l'avion peut supporter au cours d'un redressement. Dans une manœuvre de redressement classique, la trajectoire de l'avion ressemble à un arc de cercle au point bas de la manœuvre de redressement. Le rayon du cercle est déterminé par le nombre de G que l'avion peut produire pendant la manœuvre de redressement, le rayon de courbure de l'arc étant inversement proportionnel au nombre de G produit.

La figure 2 montre un avion 50 qui vient de passer par l'altitude de redressement minimale Hw et commence son redressement. En admettant que le redressement réussisse, l'avion viendra à l'horizontale à l'altitude de descente minimale MDA et commencera à

prendre de l'altitude comme il est indiqué par la ligne brisée. En première approximation, la trajectoire de redressement sera un cercle, et le rayon R de ce cercle sera déterminé par le nombre de G que l'avion peut subir pendant son redressement.

Pour un objet se mouvant sur un cercle, l'accélération normale à la trajectoire, c'est-à-dire l'accélération radiale dirigée vers l'intérieur, est directement proportionnelle au carré de la vitesse de cet objet inversement proportionnel au rayon de la trajectoire circulaire parcourue par l'objet. En termes mathématiques, cette relation s'écrit:

où an est l'accélération normale dirigée vers l'intérieur subie par l'objet pendant le virage, V la vitesse de l'objet et R le rayon de courbure de la trajectoire de cet objet.

Si l'angle de descente de l'avion 50, tel qu'il est représenté par l'angle de piqué, ou encore donné de manière approchée par l'inclinaison longitudinale, est égal à 0, la vitesse de descente de l'avion peut facilement être mise en relation avec la vitesse de l'avion par l'utilisation de fonction trigonométrique simple, ce qui donne:

où Hb est la vitesse de descente de l'avion, ou plus exactement sa vitesse de descente barométrique. Dans la réalisation de l'invention décrite ici, la vitesse de descente barométrique est utilisée pour le calcul; dans certaines autres réalisations, on peut toutefois utiliser la vitesse d'approche ou l'altitude radio.

Si l'angle de piqué de l'avion est égal à 0, alors pour des raisons géométriques, l'angle entre un rayon perpendiculaire à la trajectoire de l'avion et la verticale est également égal à 0 (fig. 2). Par conséquent, la distance entre le centre 52 du cercle et la hauteur d'avertissement Hw sera égale R cos 0, et la distance entre la hauteur d'avertissement Hw et l'altitude de descente minimale MDA sera égale à R(1 — cos 0). Cette dernière relation permet de calculer la perte d'altitude ÂH entre la hauteur d'avertissement Hxv et l'altitude de descente minimale MDA en fonction de l'angle de piqué de l'avion et du rayon R de la trajectoire circulaire qu'il parcourt.

Comme le rayon de la trajectoire de redressement est une fonction de la vitesse de l'avion et du nombre de G qu'il peut produire pendant un redressement, la perte d'altitude entre l'altitude d'avertissement et la MDA peut être calculée en fonction de la vitesse de l'avion et du nombre de G produit pendant un redressement. Par ailleurs, comme la vitesse de descente de l'avion est fonction de la vitesse de l'avion et l'angle de piqué, la perte d'altitude AH pendant un redressement peut être calculée en fonction de la vitesse de descente et du nombre de G produit par le redressement.

Cela est réalisé comme suit. Après avoir mis au carré la relation (2) et procédé aux substitutions trigonométriques appropriées, on obtient le résultat suivant:

y» - H*2 (3)

sin2 0 (1 —cos2 0) (1 +cos 9) ( 1 —cos 0)

Après avoir donné l'équation ( 1 ) et effectué la substitution (3) dans cette équation, on obtient:

an a„(l +cos 0) (1 — cos 0)

Après multiplication de l'équation (4) par (1 — cos 0), la perte d'altitude AH pendant le redressement est obtenue sous la forme suivante:

H 2

/ r \

an (1 +cos 0)

Cette dernière équation définit la perte d'altitude de l'avion entre le moment où le redressement est initialisé et celui où l'avion se trouve en vol horizontal; cela ne tient toutefois pas compte du temps

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de réaction du pilote et de l'avion, ni de l'altitude minimale désirée. Il doit être également tenu compte de ces facteurs dans l'équation qui définit la hauteur d'avertissement Hw, afin de garantir que l'avertissement sera donné suffisamment à temps pour permettre au pilote de redresser en sécurité. Il peut facilement être tenu compte de l'altitude de descente minimale par addition du réglage MDA à la perte d'altitude. Il peut être tenu compte du temps de réaction par addition d'un terme égal au temps de réaction du pilote et de l'avion, qui peut être par exemple de 2 secondes, multiplié par la vitesse de descente de l'avion. La hauteur d'avertissement Hw est alors donnée par l'équation suivante:

Hb2

Hw =

a„(l+cos 0)

+ 2Hb + MDA

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dans laquelle le facteur par lequel est multiplié le terme Hb représente les 2 secondes égales au temps de réaction du pilote et de l'avion.

L'équation ci-dessus peut être utilisée pour définir une altitude d'avertissement Hw pour divers types d'avion ayant des performances différentes. Toutefois, un redressement à 4G est caractéristique pour des manœuvres tactiques, parce qu'il ne soumet pas le pilote à des efforts inconsidérés. Ainsi, si l'on utilise 4G comme valeur standard de l'accélération an, et qu'on résout numériquement l'équation ci-dessus pour un redressement à 4G et un temps de réaction de 2 secondes, on obtient le résultat suivant:

Hw = (Hb)2 • (0,005176+0,0000236) • (0p-0,0000321 -(0p-40)+2Hb+MDA

-11) +

ou:

Hw est l'altitude radio d'avertissement en pieds,

Hb est la variation d'altitude barométrique en pieds par seconde,

0P est l'inclinaison longitudinale en degrés, et

MDA est l'altitude minimale désirée en pieds.

Dans l'équation ci-dessus, les termes (0P — 11) et (0P—40) ne doivent pas devenir négatifs. Si donc l'angle d'inclinaison est inférieur à 11 degrés, respectivement inférieur à 40 degrés, les termes (0P— 11) et (0P—40) sont égaux à zéro. Par ailleurs, l'angle de descente est représenté par l'inclinaison longitudinale de l'avion au lieu de l'angle de piqué, parce que l'angle d'inclinaison longitudinale est facilement obtenu à partir d'un gyroscope ou d'un instrument similaire alors que l'angle de piqué ne peut être obtenu si facilement. On peut toutefois utiliser l'angle de piqué effectif dans les calculs.

L'angle de piqué diffère de l'angle d'inclinaison longitudinale d'une valeur égale à l'angle d'attaque des ailes, qui est en règle générale de quelques degrés seulement. Ainsi, l'utilisation de l'angle d'inclinaison longitudinale au lieu de l'angle de piqué dans les calculs conduit à une approximation suffisante pour l'altitude d'avertissement. Par ailleurs, on utilise une approximation numérique pour l'équation tri-gonométrique qui définit la hauteur d'avertissement, parce qu'une telle approximation permet au dispositif d'avertissement de n'exécuter que des multiplications en lieu et place de calculs trigonométri-ques compliqués, ce qui permet d'abréger le temps de réponse.

La figure 3 montre la région de redressement du dispositif d'avertissement décrit, dans son mode de redressement d'un vol en piqué. La figure 3 montre la perte d'altitude AH en fonction de la vitesse de descente pour différents angles d'inclinaison longitudinale. Comme on peut s'en rendre compte dans la figure 3, la perte d'altitude AH, et par conséquent la hauteur d'avertissement Hw, augmente lorsque la vitesse d'approche augmente et que l'inclinaison longitudinale augmente. Toutefois, comme la fonction cosinus ne change que lentement pour de petits angles, la courbe de la figure 3 est relativement indépendante de l'inclinaison longitudinale lorsque l'angle d'inclinaison longitudinale est petit, c'est-à-dire à des angles de piqué inférieurs à 40 degrés. Par conséquent, la même courbe peut être utilisée pour définir la limite d'avertissement pour des angles d'inclinaison longitudinal d'environ 40 degrés et de moins de 40 degrés.

Comme il a déjà été dit, la vitesse de descente et la vitesse relative sont liées par le sinus de l'angle de piqué. Il est par conséquent également possible de définir la limite de la zone d'avertissement en fonction de la vitesse relative plutôt qu'en fonction de la vitesse de des-s cente. Cela est illustré par la figure 4, qui montre la perte d'altitude AH en fonction de la vitesse relative et de l'angle d'inclinaison longitudinale. C'est pourquoi dans une variante de réalisation un signal représentant la vitesse relative et non la vitesse de descente est appliqué au comparateur 28. On utilise alors les courbes de la figure 4 io plutôt que celles de la figure 3 pour déterminer la perte d'altitude et la hauteur d'avertissement.

La figure 5 montre une partie du dispositif d'avertissement pour le redressement lors de vols en piqué, utilisée conjointement avec le dispositif qui signale des conditions de vol dangereuses dans diverses 15 phases de vol non tactiques. Dans le diagramme de la figure 5, les mêmes chiffres de référence sont utilisés pour indiquer les mêmes composantes qu'à la figure 1, et des chiffres avec le signe prime sont utilisés pour désigner des composantes de la partie non tactique du dispositif d'avertissement, qui sont analogues à des composantes de 20 la partie tactique du système désigné par les mêmes chiffres, mais sans signe prime. Ainsi, la partie non tactique du dispositif d'avertissement 10' est analogue à la partie tactique du dispositif d'avertissement 10, et le générateur d'avertissement non tactique 30' est analogue au générateur d'avertissement tactique 30.

2S Le dispositif 10' illustré à la figure 5 utilise également divers signaux représentant divers paramètres de vol de l'avion inclusivement la vitesse relative, l'altitude radio, variation d'altitude barométrique, variation d'altitude radio, un signal représentant l'altitude de descente minimale MDA, un signal indiquant si les armes sont 30 armées, un signal indiquant la position du train d'atterrissage, ainsi que divers signaux de validité (non montrés au dessin). Comme dans le cas du dispositif 10, le dispositif 10' reçoit des signaux soit à partir d'instruments séparés et d'éléments de circuit discrets, ou à partir d'une ligne centrale de distribution de données. Le dispositif 10' 35 analyse les signaux reçus et déclenche un avertissement si des conditions de vol dangereuses existent.

Le dispositif 10' est opérationnel pendant les phases de vol non tactiques d'un avion. Le dispositif 10' contrôle les opérations d'un w générateur 30' d'avertissements non tactiques et amène ce générateur 30' à produire différents avertissements vocaux qui sont appliqués au transducteur 32 ou à tout autre transducteur adéquat, pour informer le pilote de conditions de vol dangereuses existant dans des phases de vol non tactiques. Des avertissements caractéristiques de 45 ce type d'opération sont l'avertissement «ne descendez pas», indiquant au pilote qu'il perd de la hauteur après un décollage, «trop bas» qui indique au pilote qu'il vole au-dessous d'une hauteur minimale donnée, «terrain» qui avertit le pilote d'une approche excessive du sol lors d'un vol à basse altitude, «vitesse de chute» qui indique 50 au pilote qu'il descend trop rapidement lors d'un vol d'approche pour l'atterrisssage, et «train d'atterrissage» qui avertit le pilote si celui-ci tentait d'atterrir avec un train d'atterrissage relevé.

Bien que tous ces avertissements soient utiles durant les phases non tactiques d'un vol, certains d'entre eux peuvent être déclenchés 55 à tort pendant les phases tactiques de vol, ce qui conduit à de fausses alarmes. Il peut en particulier arriver que l'avertissement «terrain» et l'avertissement «vitesse de descente» soient produits durant des manœuvres tactiques parce que durant de telles manœuvres tant la variation d'altitude radio que la variation d'altitude barométrique 60 sont particulièrement élevées. Par conséquent, les modes d'opération non tactiques ayant le plus de chance d'être déclenchés à tort peuvent être bloqués pendant les manœuvres tactiques.

Par conséquent, le dispositif 10' comporte une entrée pour un signal indiquant que les armes ne sont pas armées, et qui bloque la 65 production de tout avertissement du genre «terrain» ou «ne descendez pas», ainsi que d'autres avertissements qui conduiraient à la production d'avertissements gênants au cours de manœuvres tactiques. Un tel signal peut être commodément obtenu à partir d'un in

terrupteur d'armement 40, qui est utilisé pour armer les armes d'un avion de combat. Un tel commutateur peut être utilisé pour fournir un signal ARMES NON ARMÉES au dispositif 10' pour supprimer

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tout avertissement qui serait une gêne au cours de vols tactiques ainsi que pour activer le dispositif d'avertissement 10 pendant les phases tactiques du vol.

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2 feuilles dessins

Claims

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1. Dispositif d'avertissement indiquant au pilote d'un avion effectuant une manœuvre de combat l'altitude à laquelle il doit commencer à redresser pour éviter de descendre au-dessous d'une altitude prédéterminée, caractérisé par:

des moyens réagissant à la vitesse de descente et à l'angle de piqué ou à la vitesse relative de l'avion pour déterminer l'altitude minimale à laquelle doit débuter le redressement afin de ne pas descendre sous l'altitude prédéterminée; et des moyens réagissant à l'altitude de l'avion ainsi qu'aux moyens de détermination pour signaler au pilote qu'il faut commencer à redresser.

2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens réagissant à la vitesse de descente et à l'angle de piqué comprennent des moyens réagissant à la vitesse de descente barométrique de l'avion.

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REVENDICATIONS

3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens réagissant à la vitesse de descente et à l'angle de piqué comprennent des moyens réagissant à l'angle d'inclinaison longitudinale de l'avion.

4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens réagissant à l'altitude de l'avion comprennent des moyens réagissant à la hauteur au-dessus du sol de l'avion. ,

5. Dispositif selon une des revendications précédentes, caractérisé par des seconds moyens réagissant aux conditions de vol de l'avion durant des phases de vol non tactiques pour produire un avertissement signalant des conditions de vol dangereuses et par des moyens pour empêcher la production d'avertissement par ces seconds moyens lorsque l'avion se trouve en une phase de vol tactique.

6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens empêchant la production d'avertissement comprennent des moyens réagisant à un signal indiquant qu'une arme est armée.

7. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les seconds moyens réagissent à la hauteur de l'avion au-dessus du sol pour produire un avertissement lorsque la hauteur au-dessus du sol décroît à une vitesse excédant une valeur déterminée.

8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens empêchant la production d'avertissement comprennent des moyens pour empêcher la production de l'avertissement signalant que la hauteur au-dessus du sol décroît à une vitesse excédant la valeur déterminée.

9. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que les seconds moyens réagissent à la vitesse de descente de l'avion pour produire un avertissement lorsque l'avion descend à une vitesse excédant une valeur prédéterminée.

10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens empêchant la production d'avertissement comprennent des moyens pour empêcher la production d'un avertissement signalant que l'avion descend à une vitesse excédant la valeur prédéterminée lorsque les armes sont armées.