CH660157A5 - Installation d'alarme d'une vitesse de descente excessive pour avion a aile tournante. - Google Patents
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Description
L'invention concerne une installation qui fournit un avertisse-îo ment à l'attention du pilote d'un avion à aile tournante tel qu'hélicoptère si la vitesse avec laquelle l'avion perd de l'altitude prend une valeur excessive par rapport à l'altitude à laquelle l'avion vole. Une telle alarme est particulièrement utile pendant les phases d'approche et d'atterrissage de l'avion.
15 On connaît déjà des installations pour fournir au pilote d'un avion un avertissement dans le cas où l'avion descend trop vite, en particulier lorsqu'il fait l'approche pour l'atterrissage. Des exemples de tels systèmes sont décrits dans les brevets USA Nos 3 946 358, 3 947 808, 3 958 219 et 4 215 334.
20 Tandis que tous les systèmes mentionnés ci-dessus ont généralement pour tâche d'avertir le pilote si la descente de l'avion dépasse une vitesse déterminée par l'altitude au sol de l'avion, ces systèmes ont été désignés pour des avions de transport, en particulier pour de grands avions propulsés par des turbines du genre qui sont utilisées 25 par les lignes aériennes commerciales. Cependant, puisque les avions à aile tournante sont plus manœuvrables que les avions de transport, les systèmes désignés pour ces derniers peuvent donner de fausses alarmes, c'est-à-dire des alarmes ne représentant pas une situation périlleuse. Par conséquent, les pilotes ont tendance à ignorer ces 30 alarmes qui sont données par de tels systèmes, et l'installation devient inefficace.
Un système qui est désigné spécifiquement pour hélicoptères est décrit dans le brevet USA N° 4 293 840. Ce système surveille la descente de l'avion qui est déterminée par le changement de l'altitude 35 radio et produit une alarme si la vitesse de descente est excessive par rapport à l'altitude à laquelle l'avion vole. Cependant, même si ce système est beaucoup plus approprié pour l'utilisation dans les avions à aile tournante par rapport à un système désigné pour un avion de transport, l'installation décrite dans le brevet mentionné est 40 un système relativement complexe qui ajuste l'altitude à laquelle l'avertissement est produit selon une fonction de la vitesse d'avance de l'avion. En plus, le système décrit dans le brevet mentionné ci-dessus paraît être désigné pour l'utilisation pendant l'opération non tactique de l'avion, et par conséquent, il a tendance à produire de 45 fausses alarmes lorsqu'il est utilisé dans un avion qui est engagé dans des manœuvres tactiques.
L'invention a donc pour but de mettre à disposition une installation d'alarme de proximité de sol qui supprime la plupart des désavantages des installations selon l'état de la technique.
50 Elle doit donner au pilote d'un avion à aile tournante un avertissement si la vitesse de descente de l'avion prend des valeurs excessives par rapport à l'altitude au sol à laquelle l'avion vole.
L'invention se propose également de créer une installation d'avertissement de proximité de sol pour avertir le pilote si la vitesse de 55 descente de ce dernier est dangereusement élevée et/ou les critères d'avertissement sont choisis afin de s'adapter aux procédures d'opération utilisées pour un tel avion à aile tournante. Elle vise une telle installation d'alarme qui produit une alarme si la vitesse de descente de l'avion est excessivement rapide par rapport à l'altitude à laquelle 60 l'avion se déplace et qui ne produit pas de nombre substantiel de fausses alarmes lorsque l'installation est utilisée dans les avions facilement manœuvrables.
L'installation d'alarme devrait enfin produire une première alarme qui avertit le pilote si la vitesse de descente dépasse une pre-65 mière valeur prédéterminée qui est une fonction de l'altitude au sol de l'avion, et produire une deuxième alarme différente dans le cas où la vitesse de descente maximum permise est substantiellement dépassée.
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Cette installation d'alarme devrait se prêter à l'utilisation dans un hélicoptère militaire, dans laquelle les critères utilisés pour déterminer si une alarme doit être produite ou non sont ajustés en fonction du fait que l'avion exécute une partie tactique ou non tactique d'une certaine mission.
L'installation selon l'invention est définie dans la revendication indépendante 1 tandis que ses réalisations préférées font l'objet des revendications dépendantes.
L'installation selon l'invention surveille l'altitude au sol et la vitesse de descente d'un avion à aile tournante et peut produire un premier avertissement vocal lorsque la vitesse de descente dépasse une première limite de sécurité prédéterminée par rapport à l'altitude radio à laquelle l'avion vole. Si la vitesse de descente dépasse cette limite de sécurité, un second avertissement vocal différent peut être produit sous forme d'alarme pour avertir le pilote de cette situation de vol particulièrement dangereuse. Les critères pour produire ces avertissements et alarmes se trouvent modifiés si l'avion vole une partie tactique d'une mission afin d'optimiser les critères d'avertissement par rapport aux manœuvres qui sont normalement exécutées au cours des parties tactiques des missions afin de réduire à un minimum les fausses alarmes, cependant produisant un avertissement suffisant pour permettre au pilote d'atterrir par autorotation.
Les avantages de la présente invention ressortiront facilement de la description détaillée qui suit à titre d'exemple et du dessin annexé dans lequel :
la fig. 1 est un schéma-bloc de l'installation d'avertissement selon l'invention;
la fig. 2 est un graphique de la vitesse de descente nécessaire pour engendrer deux avertissements distincts en fonction de l'altitude radio lorsque l'installation est en opération dans un mode de vol non tactique de l'avion, et la fig. 3 est un graphique de la vitesse de descente nécessaire pour engendrer une alarme en fonction de l'altitude radio lorsque l'installation est en opération pendant un mode de vol tactique.
Faisant référence à la fig. 1, l'installation 10 selon l'invention comprend un altimètre barométrique 12, un circuit de changement barométrique 14, un altimètre radio 16 et un interrupteur de mission tactique qui indique si l'avion se trouve dans un mode d'opération tactique ou non tactique. Cependant, les signaux peuvent également être obtenus à partir d'un bus de données digitales dans certains avions de construction plus récente.
L'installation selon l'invention compare l'altitude au sol de l'avion à la vitesse de descente, de préférence à la vitesse de descente barométrique, bien qu'on puisse également utiliser le changement de l'altitude radio, et débite un avertissement si la vitesse de descente est excessive par rapport à la hauteur à laquelle l'avion vole. La fonction de comparaison est fournie par un comparateur de mode 18 qui, dans la présente réalisation, compare le signal d'altitude radio obtenu de l'altimètre 16 au signal de changement de l'altitude barométrique livré par le circuit de changement 14 sous trois critères différents. Dans la réalisation illustrée, les trois différents critères sont obtenus dans trois sections du comparateur 18. Ces sections comprennent un comparateur de la vitesse de descente 20, un comparateur de montée 22 et un comparateur de descente tactique 24, tous ces comparateurs étant représentés comme faisant partie du comparateur 18; cependant, on peut également utiliser trois comparateurs individuels.
La sortie de chacun des comparateurs 20, 22 et 24 est appliquée à une entrée d'une des trois portes ET 26, 28 et 30 respectivement. Les portes ET 26, 28 et 30 sont libérées sous différentes conditions, les portes ET 26 et 28 étant bloquées pendant une opératioon tactique par le signal de blocage tactique qui peut être obtenu, par exemple, d'un interrupteur de mission tactique ou un interrupteur pour amorcer les armes. Contrairement, la porte ET 30 est libérée par le signal de blocage tactique au cours des phases tactiques de l'opération et, par conséquent, les portes ET 26 et 28 commandent la génération d'une alarme pendant des phases non tactiques du vol, et la porte ET 30 commande la génération de l'alarme pendant les manœuvres tactiques.
Toutes les trois portes ET 26, 28 et 30 sont bloquées par un signal délivré par un comparateur « 10 pieds» 32 qui compare le signal d'altitude radio provenant de l'altimètre radio 16 à un signal de référence qui représente une altitude au sol de 10 pieds et qui sert à bloquer les portes ET 26, 28 et 30 lorsque l'avion se trouve au-dessous des 10 pieds au sol, afin de supprimer les fausses alarmes. En plus, toutes les trois portes sont bloquées par un signal «descente barométrique valable» au cas où l'altimètre barométrique ou un circuit de descente barométrique est en panne, et un signal «blocage principal» bloque les portes ET 26, 28 et 30 dans le cas d'un altimètre radio ou un autre instrument défectueux.
Si l'on suppose que l'avion vole à plus de 10 pieds au-dessus du sol et qu'aucune porte ET 26, 28 et 30 n'est bloquée par leurs autres entrées, les portes ET 26, 28 et 30 sont contrôlées par les comparateurs 20, 22 et 24, respectivement, de façon que, si un des trois critères d'alarme est touché, l'alarme appropriée sera donnée. Par exemple, si l'avion se trouve dans un mode d'opération non tactique, les portes 26 et 28 sont libérées et la porte 30 se trouve bloquée.
Dans ces conditions, le comparateur de descente 20 appliquera un signal de libération à la porte ET 26 si la combinaison de la vitesse de descente et de l'altitude au sol est telle que les critères établis par le comparateur de descente 20 sont dépassés, et la porte ET 26 est alors amenée à appliquer un signal d'initiation d'alarme au générateur de descente 34. Le générateur de descente 34 est de préférence un générateur digital de voix répondant au signal d'initiation d'alarme délivré par la porte ET 26, et il produit une alarme spécifique vocale qui est transmise à un transducteur tel qu'un casque d'écouteurs ou un haut-parleur 36, ou bien directement ou indirectement, par exemple via le système d'intercommunication de l'avion. Cet avertissement devrait être spécifique pour avertir le pilote de la situation spécifique qui a provoqué l'avertissement, et il a été trouvé que le mot «descente» est particulièrement utile pour communiquer ces problèmes au pilote.
Au cas où le rapport entre la vitesse de descente et l'altitude au sol de l'avion est tel que les critères d'avertissement établis par le comparateur de montée 22 sont dépassés, le comparateur de montée 22 applique un signal de libération à la porte ET 28. Normalement, le critère d'avertissement établi par le comparateur de montée 22 indique une situation de vol plus périlleuse que lorsque les critères établis par le comparateur de descente 20 sont remplis. Par conséquent, dans ces conditions, un avertissement plus urgent, donc une alarme, est prévu. Dans la réalisation illustrée, cet avertissement plus urgent est produit par un générateur «pouet-pouet monter» 38 dont les mots «pouet-pouet» symbolisent une alarme urgente, un klaxon, une sirène, etc., et le générateur 38 est de préférence également un générateur digital de voix. Le générateur 38 peut être séparé du générateur 34 ou, de préférence, peut être incorporé dans le même ensemble.
Le générateur 38 est dirigé par la porte ET 28 qui applique un signal au générateur 38 après un délai créé dans le circuit 40. Par conséquent, l'alarme produite par le générateur 38 est engendrée quelques instants après avoir atteint les critères d'alarme définis par le comparateur 22. De préférence, le délai produit par le circuit de temporisation 40 est de l'ordre d'environ 1,5 seconde, une valeur qui a été choisie pour réduire à un minimum des fausses alarmes sans excessivement raccourcir le temps d'avertissement. Les priorités d'avertissement sont choisies telles que la génération d'une alarme par le générateur 38 bloque d'autres avertissements par le générateur 34.
Lorsque l'avion se trouve dans une phase tactique de vol. les portes 26 et 28 sont bloquées et la porte 38 est libérée par le signal de blocage tactique. Cela place la porte ET 30 sous contrôle du comparateur de descente tactique 24 qui donne un signal à la porte 30 lorsque les critères établis par le comparateur 24 sont atteints. Cela amène la porte 30 à engendrer un signal d'initiation d'alarme et à l'appliquer au générateur de descente 34 afin de faire produire
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l'avertissement «descente». L'avertissement de descente a été choisi au lieu de l'alarme «pouet-pouet monter», car il produit une indication plus spécifique de la situation qui a provoqué l'avertissement, et il est moins susceptible d'énerver un pilote au cours de l'opération tactique.
Les relations spécifiques entre l'altitude au sol et la vitesse de descente, nécessaires pour produire des avertissements dans le mode d'opération non tactique, sont illustrées à la fig. 2. Le graphique de la fig. 2 représente une aire d'alarme ayant deux limites d'avertissement. La première limite d'avertissement 50 présente deux parties linéaires 52 et 54, et la limite intérieure 60 comporte également deux parties linéaires 62 et 64. La limitation extérieure 50 peut être appelée la limite d'avertissement, car l'expression «descente», qui est produite lorsque la limite 50 est atteinte, avertit le pilote d'une situation spécifique périlleuse qui existe. La limite 60 peut être nommée une limite d'alarme, car la pénétration de cette limite 60 indique une situation de vol encore plus dangereuse que celle associée à la pénétration de la ligne 50. Par conséquent, une alarme plus urgente, par exemple l'alarme «pouet-pouet monter», est produite lorsqu'on entre dans la limite 60.
Les formes des limites 50 et 60 ont été choisies pour fournir un avertissement adéquat au pilote sans provoquer de fausses alarmes. Il a été trouvé par analyse et expérimentation qu'il est désirable d'utiliser une courbe d'avertissement à deux étapes qui présentent deux pentes différentes. Par cela on obtient un système d'avertissement relativement sensible qui fournit au pilote un temps d'avertissement adéquat à des altitudes normales de vol sans déclencher des alarmes superflues pendant des manœuvres à faibles altitudes telles que celles exécutées au cours des approches normales afin d'atterrir. Il a été trouvé qu'une équation appropriée qui définit la partie 52 au-dessus d'une vitesse de descente de 1500 pieds par minute a la forme suivante:
Hw = - H2 + K2 x Hb dans laquelle Hw est l'altitude en pieds à laquelle l'alarme est déclenchée, et Hb est la vitesse de descente en pieds par minute.
Au-dessous d'une descente de 1500 pieds par minute, la partie 54 est définie par l'équation
Hw =-H1+K1x Hb.
L'équation pour la partie 62 est la suivante:
Hw = — I l.i ~r K.; x Hb et l'équation de la partie 64 a l'expression suivante:
Hw = - H3 + K3 x H„.
Dans ces équations:
Hi = 920 pieds, H2 = 180 pieds, H3 = 2240 pieds et H4 = 110 pieds; K, = 0,7666 min, K2 = 0,2733 min,
K3 = 1,6 min et K4 = 0,18 min.
La partie 52 coupe la partie 54 à approximativement 230 pieds d'altitude radio, et la partie 62 coupe la partie 64 à une altitude radio d'environ 160 pieds.
Tous les avertissements sont bloqués au-dessous d'une altitude radio de 10 pieds afin de supprimer le plus possible de fausses alarmes. Les courbes d'avertissement s'étendent jusqu'aux limites de la gamme de l'altimètre radio, normalement 5000 pieds.
Un graphique de la surface d'alarme nécessaire pour engendrer une alarme pendant un mode d'opération tactique est illustré à la fig. 3. La limite d'avertissement selon la fig. 3 est fondée sur le fait qu'on permet à l'avion d'arriver au maximum de la descente possible de laquelle il peut sortir par autorotation lorsque le moteur ou le rotor de l'avion tombe en panne.
Il est une caractéristique des avions à aile tournante tels qu'hélicoptères que, dans le cas d'une panne d'un ou plusieurs composants entraînant leur rotor principal, l'avion peut être amené sûrement au sol par un procédé qui est appelé autorotation et qui est analogue au vol plané d'un avion à aile fixe. Dans le mode d'autorotation, l'angle d'attaque du rotor principal est ajusté au fur et à mesure que l'avion descend afin de faire tourner le rotor principal très vite, ce qui fait accumuler de l'énergie cinétique dans ce rotor principal. Cette énergie cinétique est utilisée plus tard pour ralentir la descente de l'avion lorsqu'il s'approche du sol. Typiquement, les pales de l'hélicoptère sont initialement maintenues, au cours de la phase d'autorotation accumulant l'énergie, à un angle d'attaque relativement petit afin d'accélérer le rotor pendant que l'avion se trouve toujours à une altitude relativement grande. Au fur et à mesure que l'avion s'approche du sol, l'énergie accumulée est utilisée en augmentant l'angle d'attaque des pales du rotor pour produire une force ascensionnelle afin de ralentir la descente de l'avion avant qu'il touche le sol.
Malheureusement, le vol en autorotation est dangereux, car des descentes relativement rapides peuvent se produire pendant la phase d'accumulation de l'énergie et parce que la quantité d'énergie cinétique qui peut être accumulée dans le rotor est limitée. Par conséquent, il est possible au pilote d'arriver à une vitesse de descente qui est si grande qu'elle ne peut pas être suffisamment réduite par l'énergie limitée accumulée dans le rotor afin de permettre un atterrissage sûr.
La courbe illustrée à la fig. 3 définit la vitesse de descente maximum à partir de laquelle un atterrissage en sécurité peut être effectué, par autorotation comme fonction de l'altitude, et cela sert à deux buts. Premièrement, il sert à une aide au cours de manœuvres tactiques pour que le pilote puisse maintenir la relation entre vitesse de descente et altitude au sol telle que l'avion peut atterrir en sûreté par autorotation dans le cas où l'avion est endommagé par le tir de l'ennemi ou par des forces rencontrées pendant les manœuvres tactiques. Deuxièmement, le système d'alarme sert d'aide au pilote une fois l'autorotation commencée, par la génération d'une alarme chaque fois que la descente devient trop rapide. La courbe dans la fig. 3 a été optimisée pour la série d'hélicoptères Sikorski CH 53 mais on pourrait l'utiliser avec d'autres hélicoptères similaires. Cependant, on pourrait apporter des modifications si elles sont utilisées dans les hélicoptères ayant des caractéristiques de vol d'opération substantiellement différentes.
Dans le graphique selon la fig. 3, un avertissement est produit chaque fois que l'avion se trouve au-dessus de 10 pieds au sol et que la limite d'avertissement définie par la ligne 70 est dépassée. Comme déjà mentionné, la limite d'avertissement 70 définit la vitesse de descente maximum à partir de laquelle l'avion peut être redressé par autorotation, comme une fonction de l'altitude au sol. L'équation de la limite 70 est la suivante:
Hw = -184,6 pieds +0,1545 x Hb,
les symboles ayant les dimensions définies ci-dessus et le facteur 0,1545 celle de minute.
De nombreuses modifications et variations de la présente invention peuvent être apportées à la lumière des explications données ci-dessus.
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Claims (9)
1. Installation d'alarme pour avion à aile tournante capable d'autorotation, comprenant des moyens pour recevoir des signaux représentant l'altitude au sol de l'avion et sa vitesse de descente, caractérisée par des moyens répondant aux moyens de réception pour produire un avertissement si le rapport entre l'altitude et la vitesse de descente de l'avion s'approche du point où l'avion ne peut atterrir par autorotation de façon sûre.
2. Installation selon la revendication 1, caractérisée par des moyens pour produire un signal représentant l'altitude au sol de l'avion et des moyens pour reproduire un signal représentant la vitesse de descente de l'avion, accouplé auxdits moyens de réception.
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REVENDICATIONS
3. Installation selon la revendication 2, caractérisée en ce que les moyens produisant le signal d'altitude au sol comprennent un altimètre radio.
4. Installation selon la revendication 1, caractérisée en ce que les moyens produisant l'avertissement comprennent des moyens répondant au signal d'altitude et de vitesse de descente pour produire un avertissement si la vitesse de descente dépasse 1250 pieds par minute à une altitude au sol de 10 pieds et produit une alarme lorsque la vitesse de descente se chiffre à 3500 pieds par minute à une altitude au sol de 350 pieds.
5. Installation selon la revendication 1, pour avertir le pilote d'un avion militaire à aile tournante d'une situation de vol périlleuse pendant des phases de vol tactique et non tactique, caractérisée en ce que les moyens pour produire un avertissement lorsque l'avion ne peut pas atterrir en sécurité par autorotation sont reliés au fait d'une mission tactique par un premier critère déterminé, et en ce qu'elle comprend en outre des moyens répondant aux signaux représentant l'altitude au sol de l'avion et la vitesse de descente de l'avion, pour produire un avertissement lorsque la vitesse de descente dépasse une certaine valeur par rapport à l'altitude à laquelle l'avion vole, déterminée par un second critère lorsque l'avion vole dans une phase non tactique.
6. Installation selon la revendication 5, caractérisée en ce que le second critère, si l'avion présente une vitesse de descente inférieure à 1500 pieds par minute, est défini par l'équation suivante:
Hw = -H, + K, x Hb,
dans laquelle Hw représente l'altitude à laquelle l'avertissement est produit en pieds, Hb est la vitesse de descente en pieds par minute, H, a la valeur de 920 pieds, et K, représente 0,7666 minute, et, lorsque la vitesse de descente dépasse 1500 pieds par minute, le second critère est défini par l'équation suivante:
H„ = -H2 + K2 x H„,
H2 étant égal à 180 pieds et K2 à 0,2733 minute.
7. Installation selon la revendication 6, caractérisée en ce qu'elle comprend en plus des moyens pour produire un second avertissement différent au-dessous d'une vitesse de descente de 1500 pieds par minute lorsque l'altitude tombe au-dessous de l'altitude d'avertissement Hw, définie par l'équation suivante:
Hw = —H3 + K-3 x Hb,
H3 étant égal à 2240 pieds et K3 à 1,6 minute, l'installation comprenant en outre des moyens pour engendrer une alarme à des vitesses de descente dépassant 1500 pieds par minute lorsque l'altitude tombe au-dessous de l'altitude Hw donnée par l'équation suivante:
Hw = — H4 + K4 x Hb,
H4 étant égal à 110 pieds et K4 à 0,18 minute.
8. Installation selon la revendication 7, caractérisée en ce qu'elle comprend un altimètre radio donnant Hw et un altimètre barométrique donnant la vitesse de descente Hb.
9. Installation selon la revendication 8, caractérisée en ce que lesdits moyens d'alarme comprennent des moyens pour engendrer des premier et second avertissements vocaux.
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