CH660160A5 - Dispositif avertisseur d'inclinaison excessive pour aeronef a aile rotative. - Google Patents

Description

La présente invention concerne un dispositif avertisseur pour aéronef à aile tournante tel qu'hélicoptère, dispositif qui produit un avertissement au pilote de l'aéronef si les conditions du vol sont telles que la queue de l'aéronef risque de toucher le sol.

Des dispositifs d'avertissement de la proximité du sol pour les aéronefs à aile rotative tels qu'hélicoptère, y compris des systèmes qui avertissent le pilote d'une touche imminente de la queue, sont en principe connus. Des exemples de tels dispositifs sont décrits dans les brevets USA Nos 3 979 717 et 4027838. Les systèmes décrits dans ces publications surveillent l'altitude au-dessus du sol et l'inclinaison (incidence) de l'aéronef et engendrent un avertissement au cas où l'inclinaison de l'aéronef est excessive par rapport à l'altitude à laquelle l'aéronef vole. Les systèmes surveillent également la vitesse de descente de l'aéronef, et ils augmentent l'altitude à laquelle l'avertissement est donné en fonction de la vitesse de descente pour assurer que l'avertissement est donné assez tôt pour donner au pilote suffisamment de temps pour qu'il puisse faire les corrections nécessaires. D'autres systèmes varient l'altitude à laquelle l'avertissement est engendré en fonction du mouvement vertical de la queue de l'aéronef, ce qui est une fonction et de la vitesse de descente et de l'inclinaison, pour encore améliorer le temps d'avertissement.

Bien que ces systèmes fournissent en réalité un avertissement pour indiquer que le heurt de la queue est imminent, ils ont cependant tendance à engendrer des avertissements faux aux conditions normales de vol lorsqu'il n'y a aucun danger réel que la queue heurte le sol, et ils perdent alors leur efficacité car, à la longue, les pilotes vont ignorer les avertissements réels.

Un problème qui est associé aux aéronefs à aile rotative et à décollage et atterrissage verticaux, tels que les hélicoptères, consiste en ce que l'aéronef peut atteindre des angles d'inclinaison relativement grands, en particulier pendant l'atterrissage et l'attente dans l'air et, si l'aéronef descend trop bas lorsqu'il vole avec des angles d'inclinaison élevés, la queue de l'aéronef peut heurter le sol. De tels heurts du sol sont dangereux et peuvent éventuellement détruire l'aéronef, en

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particulier dans les cas d'hélicoptères du genre qui ont un rotor de queue dont les pales s'étendent au-dessous de la queue de l'hélicoptère.

Il est donc le but de la présente invention de développer un dispositif d'avertissement de la proximité du sol pour un aéronef à aile rotative qui supprime beaucoup de désavantages des systèmes de l'état de la technique qui signale au pilote d'un aéronef à aile rotative tel qu'un hélicoptère un choc imminent de la queue, mais réduit à un minimum le nombre d'avertissements faux engendrés.

Ce dispositif avertisseur de proximité du sol devrait permettre d'ajuster la valeur de l'inclinaison permise avant qu'un avertissement ne soit engendré, en fonction de l'altitude au-dessus du sol, de manière à assurer un temps d'alarme adéquat sans engendrer un nombre substantiel d'avertissements faux ou de dérangement.

Le dispositif avertisseur selon l'invention est défini dans la revendication indépendante 1 tandis que des réalisations particulières font l'objet des revendications dépendantes.

Des avantages de la présente invention ressortiront mieux lorsqu'on considère la description détaillée qui suit à titre d'exemple et le dessin dans lequel:

— la fig. 1 est un schéma-bloc d'une réalisation du dispositif avertisseur selon l'invention, et

— la fig. 2 est un graphique qui illustre la relation entre l'altitude radio et l'inclinaison positive que l'aéronef doit atteindre pour qu'un avertissement soit produit.

A la fig. 1, un dispositif 10 selon l'invention, capable de produire l'avertissement décrit ci-dessus sans pour autant engendrer un nombre excessif de faux avertissements, est illustré à la fig. 1 sous forme de schéma-bloc fonctionnel ou logique comme une série de portes, comparateurs, etc., pour les buts de l'illustration; cependant, l'homme du métier comprendra que la réalisation particulière de la logique peut être autrement que celle représentée à la fig. 1, une variété des composants digitaux et analogues étant possible. Les signaux utilisés par le système avertisseur comme décrit comprennent l'altitude radio, le changement d'altitude, un signal représentant l'inclinaison de l'aéronef, un signal représentant le changement de l'inclinaison de l'aéronef et d'autres signaux signifiants.

Selon le type de l'aéronef, ci-après également nommé «avion», dans lequel le dispositif avertisseur sera installé, les signaux représentés à la fig. 1 peuvent être obtenus d'instruments individuels tels que l'altimètre radio 12, un altimètre barométrique 13, un circuit de changement d'altitude barométrique 14 qui peut comprendre, par exemple, un circuit de différenciation qui produit un signal représentant la vitesse de change de signal provenant de l'altimètre barométrique 13, un gyromètre d'inclinaison 16, un circuit de changement d'inclinaison 18 qui peut également comprendre un diffërenciateur, et d'autres signaux de validation qui peuvent être combinés pour donner un signal «blocage principal». D'un autre côté, ces signaux peuvent être obtenus à partir d'un bus de données digitales dans certains avions de construction récente.

Afin de déterminer si oui ou non l'inclinaison de l'avion est excessive par rapport à l'altitude où l'avion est en train de voler, les signaux représentant l'inclinaison de l'avion et l'altitude au-dessus de sol de l'avion, provenant du gyromètre d'inclinaison 16 et de l'altimètre radio 12, sont appliqués à un comparateur de modes 20, ce dernier signal étant appliqué à ce comparateur de modes 20 via un circuit de combinaison 22 dont la fonction sera décrite dans une partie subséquente de cette description. Aux fins de discussion, une condition d'inclinaison excessive sera définie comme inclinaison excessive positive où le nez de l'avion est dirigé vers le haut et la queue est dirigée vers le bas, de façon que la queue puisse heurter le sol au cas où l'avion descend à une altitude excessivement basse par rapport à l'angle d'inclinaison avec lequel il vole.

En plus, un signal représentant le changement de l'altitude barométrique est appliqué au comparateur de modes 20 à partir du circuit de vitesse 14 via un circuit d'addition 24 et le circuit d'addition 22. Le circuit de vitesse 18 est également couplé au comparateur de modes 20 via un circuit d'échelles 26 et les circuits d'addition 22

et 24. Un comparateur «8 » est relié au gyromètre d'inclinaison 16, et un comparateur «80 pieds» 30 est relié à l'altimètre radio 22. Les sorties des comparateurs 20. 28 et 30 sont reliées à une porte ET 32 qui contrôle un générateur de voix 34 qui applique un avertissement vocal «queue trop basse» ou similaire à un transducteur 36. Le transducteur 36 peut être un casque écouteur ou un haut-parleur, et il peut recevoir le signal «queue trop basse» ou bien directement du générateur 34 ou via le système d'intercommunication de l'avion. La porte ET 32 peut également être utilisée pour actionner un circuit d'excitation 38 qui fait travailler une lumière d'alarme 40.

En opération, le comparateur de modes 20 compare le signal qui représente l'angle d'inclinaison de l'avion et qui provient du gyromètre d'inclinaison 16, avec le signal qui représente l'altitude de l'avion au-dessus du sol qui provient de l'altimètre radio 12. Supposant que l'inclinaison et l'altitude de l'avion restent constantes, le comparateur de modes détermine l'inclinaison de l'avion et provoque la génération d'un avertissement si l'inclinaison est excessive par rapport à l'altitude radio à laquelle l'avion vole, uniquement sur la base de l'angle d'inclinaison et l'altitude. Cependant, aux conditions typiques de vol où l'inclinaison et l'altitude ne restent pas constantes, la vitesse verticale de la queue de l'avion est importante pour déterminer si un heurt de la queue est imminent. La vitesse verticale est une fonction de deux facteurs. Un des facteurs est la vitesse de descente qui est directement proportionnelle à la vitesse verticale de la queue. L'autre facteur qui détermine la vitesse verticale de la queue est une fonction du changement de l'inclinaison de l'avion et le bras du couple défini par la distance entre le centre de gravité de l'avion et sa queue. Par conséquent, la vitesse verticale de la queue comme fonction de l'inclinaison est déterminée pour égaliser (normaliser) le signal de changement d'inclinaison reçu par le circuit de changement d'inclinaison, au moyen du circuit de mise en échelle 26 qui change l'échelle du signal de vitesse en fonction du bras du couple ou de la longueur de la queue de l'avion afin de produire un signal qui représente la vitesse verticale relative de la queue. De façon appropriée, le moment de l'inclinaison des grands hélicoptères, par exemple l'hélicoptère Sikorsky CH53 et les hélicoptères similaires, est tel que la queue se déplace verticalement approximativement de 1 pied pour chaque degré d'inclinaison.

Les signaux provenant du circuit de changement de l'altitude barométrique 14 et du circuit de mise en échelle 26 sont combinés par le circuit d'addition 24 qui produit un signal représentant le mouvement vertical de la queue qui est le résultat de l'action combinée de la vitesse de descente et du changement d'inclinaison de l'avion. L'additionneur 24 est agencé de façon à combiner uniquement les vitesses de descente et l'augmentation de l'inclinaison positive, et les vitesses ascensionnelles et les changements de l'inclinaison qui ont pour tendance de soulever la queue sont ignorés. Ce signal combiné est ensuite additionné au signal d'altitude radio provenant de l'altimètre radio 12, par le comparateur 22 de telle façon que le signal d'altitude radio apparent, appliqué au comparateur de modes 22,

soit réduit. Par ces mesures, un avertissement est engendré à des altitudes plus élevées lorsque la vitesse de descente et le changement d'inclinaison ont tendance à baisser la queue de l'avion. Dans l'exemple représenté, les circuits d'addition 22 et 24 sont utilisés pour combiner le changement d'inclinaison mise en échelle et les signaux de vitesse de descente, et pour ajuster la grandeur du signal d'altimètre radio appliqué au comparateur de modes 20 afin d'effectuer une augmentation de l'altitude d'avertissement lorsqu'on est en présence des conditions d'une inclinaison positive et d'une vitesse de descente; cependant, les circuits de changement d'inclinaison et de changement barométrique 18 et 14 pourraient être reliés directement au comparateur de modes 20, qui pourrait être équipé de circuits digitaux ou analogues pour effectuer la compensation. On pourrait également utiliser un signal de changement de l'altitude radio au lieu du signal de l'altitude barométrique afin d'obtenir l'ajustement de l'altitude.

Le signal provenant du gyromètre d'inclinaison 16 est comparé avec un signal de référence représentant 8 d'inclinaison positive par

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le comparateur 28. Le comparateur 28 surveille l'inclinaison de l'avion et donne un signal de libération à la porte ET 32 uniquement lorsque l'inclinaison de l'avion dépasse 8° d'inclinaison positive.

Cela est particulièrement important car pendant certaines manœuvres à faible altitude, par exemple l'attente dans l'air où l'avion attend quelques pieds au-dessus du sol, l'angle d'inclinaison peut facilement s'approcher de 8°. Cela s'applique particulièrement lorsque l'avion reste en attente sous un vent descendant où le nez de l'avion doit être incliné très fortement pour diminuer la vitesse horizontale de l'aéronef. Par conséquent, le comparateur «8 ' » 28 bloque le système avertisseur pendant que l'angle d'inclinaison est inférieur à 8 pour éviter des avertissements faux ou les alarmes de dérangement sous ces conditions de vol.

Le comparateur «80 pieds» 30 compare le signal provenant de l'altimètre radio 12 avec un signal de référence représentant une altitude opérationnelle maximum prédéterminée, par exemple 80 pieds, et il débloque la porte 32 uniquement lorsque l'avion vole au-dessous de l'altitude maximum prédéterminée. Cela est prévu car un avertissement n'est pas nécessaire lorsque l'avion se trouve si haut que la queue ne peut en aucun cas heurter le sol, et les avertissements accidentels qui peuvent être provoqués par des signaux d'erreur ou des conditions des vols inusuelles se trouvent évités. Finalement, un signal de blocage principal est appliqué à la porte ET 32 et sert à bloquer la porte ET 32 au cas où un instrument qui produit un signal pour le dispositif avertisseur est en dérangement.

Donc, s'il n'y a aucun signal de blocage principal, l'angle d'inclinaison de l'avion est plus élevé que 8°, et si l'avion vole au-dessous de 80 pieds au-dessus du sol, la porte 32 se trouve sous le contrôle du comparateur de modes 20 qui amène la porte 32 à commencer un avertissement si l'avion vole à des conditions de vol hasardeuses. Puisqu'un système avertisseur est généralement utilisé en combinaison avec d'autres systèmes avertisseurs, on désire obtenir un avertissement spécifique au pilote pour qu'il puisse immédiatement reconnaître la condition dangereuse et entreprendre une action de correction. Dans l'exécution présentée, une voix d'alarme qui dit par exemple «queue trop basse» est utilisée pour alarmer le pilote en lui faisant connaître la condition spécifique dangereuse qui existe; cependant, on peut également utiliser des alarmes similaires. En plus, une indication visuelle peut être prévue, par exemple une lumière d'alarme telle que la lumière 40 qui est excitée par le circuit d'attaque 38.

La relation exacte entre l'altitude au-dessus du sol (c'est-à-dire l'altitude radio) et la valeur de l'inclinaison positive, nécessaires pour engendrer un avertissement, est illustrée par la partie hachurée de la fig. 2, où la surface intérieure représente les conditions nécessaires pour engendrer un avertissement lorsque les vitesses combinées d'ascension et d'inclinaison ne provoquent aucun mouvement vertical de la queue. Il a été trouvé, après analyse extensive, que la courbe à deux pentes illustrée à la fig. 2 donne une balance optimum entre un temps d'avertissement adéquat et des avertissements erronés.

Dans le diagramme représenté à la fig. 2, la partie droite de la ligne qui définit la limite d'avertissement au-dessous de 15 pieds d'altitude radio est définie par l'équation

Hw = 21 + 3-P,

dans laquelle Hw est l'altitude radio à laquelle l'avertissement est engendré (en pieds) et P est l'angle positif d'inclinaison de l'avion en degrés. Cette partie de ligne coupe la ligne limite «8e» à environ 3 pieds d'altitude radio. Le chiffre 21 a la dimension de pieds, et le facteur 3 de P celle de pieds par degré.

Au-dessus de 15 pieds d'altitude radio, les critères d'avertissement sont atténués afin de permettre des angles d'inclinaison plus élevés, et la partie de la ligne qui délimite les conditions d'avertissement est définie par l'équation:

Hw = 1,55 + 1,12 x P

Cette partie de ligne coupe la partie inférieure à un angle d'inclinaison d'environ 12: et elle coupe la limite de 80 pieds à un angle d'inclinaison d'environ 70°. La partie inférieure de la ligne est plus raide que la partie supérieure car le déplacement vertical de la queue par degré d'angle d'inclinaison est plus grand à des angles d'inclinaison faibles comparés à des angles d'inclinaison élevés.

Comme on a déjà discuté ci-dessus, l'altitude à laquelle un avertissement est produit est augmentée selon une fonction de la vitesse de descente et du changement de l'inclinaison de l'aéronef afin de compenser le mouvement vertical de la queue provoqué par la descente et l'inclinaison de l'avion. Dans cette présente exécution, l'altitude à laquelle un avertissement est donné se trouve augmenté de 1 pied pour chaque pied par seconde de mouvement vertical de la queue, provoqué par l'action combinée de la vitesse de descente et le changement de l'inclinaison, un mouvement ascensionnel et les inclinaisons ayant tendance à soulever la queue étant ignorés. Par exemple, si seulement une vitesse de descente était présente mais aucun changement de l'inclinaison, la courbe d'avertissement 50 serait soulevée par un pied pour chaque pied par seconde de cette vitesse de descente et le pilote aurait une seconde additionnelle de temps d'avertissement. De façon similaire, si l'on constatait uniquement un changement d'inclinaison mais aucune descente, la courbe d'avertissement 50 serait soulevée par un pied pour chaque degré de changement d'inclinaison par seconde (supposant un bras de couple qui donnerait un pied d'abaissement vertical par degré). Là aussi, le pilote aurait une seconde additionnelle de temps d'avertissement. Si l'on constate et un changement d'inclinaison et une vitesse de descente, l'enveloppe d'avertissement serait ajustée sur la base de l'action combinée de descente et de changement d'inclinaison. Par exemple, si comme dans l'exemple précédent, la vitesse de descente était un pied par seconde et le changement d'inclinaison 1° par seconde, l'action combinée aurait comme résultat un mouvement vertical de la queue de deux pieds par seconde et, par conséquent, l'enveloppe d'avertissement se trouverait augmentée par deux pieds pour donner au pilote la seconde additionnelle de temps d'avertissement. Cependant, s'il y avait une vitesse ascensionnelle d'un pied par seconde et un changement d'inclinaison d'un degré par seconde, l'ascension serait ignorée et la courbe 50 serait augmentée par un pied seulement afin de compenser le changement de l'inclinaison. De façon similaire, un changement d'inclinaison ayant tendance à soulever la queue serait également ignoré. Cet effet est illustré par les courbes 52 et 54 dans la fig. 2 qui représente l'augmentation de l'altitude d'avertissement par 10 et 20 pieds, provoquée par un mouvement vertical combiné de la queue de 10 et 20 pieds par seconde respectivement. Il convient cependant de remarquer que la limite supérieure de 80 pieds reste constante.

L'homme du métier pourrait apporter de nombreuses modifications et variations lors de l'exécution de la présente invention à la lumière des explications données ci-dessus.

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1. Dispositif avertisseur pour aéronef à aile rotative, pour engendrer un avertissement de contact imminent de la queue de l'aéronef avec le sol, comprenant des organes (12) pour fournir un signal représentant l'altitude de l'aéronef par rapport au sol, et des organes (16) pour fournir un signal représentant l'angle d'inclinaison de l'aéronef, caractérisé par des organes (20, 32, 28) répondant aux organes (12) fournissant le signal d'altitude et aux organes (16) fournissant le signal d'angle d'inclinaison, pour engendrer un avertissement d'une touche imminente de la queue lorsque l'angle d'inclinaison est plus grand que 8 et que les relations entre altitude et inclinaison sont telles que la touche de la queue est imminente.

2. Dispositif avertisseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que le générateur d'avertissement comprend des moyens pour engendrer l'avertissement à une altitude de 3 pieds au-dessus du sol lorsque l'angle d'inclinaison est de 8 environ, des moyens pour engendrer l'avertissement à une altitude de 15 pieds au-dessus du sol lorsque l'angle d'inclinaison est de 12 environ, et des moyens pour engendrer l'avertissement à une altitude de 80 pieds lorsque l'angle d'inclinaison est de 70 environ.

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REVENDICATIONS

3. Dispositif avertisseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que le générateur d'avertissement comprend des moyens pour augmenter la valeur de l'altitude nécessaire pour engendrer l'avertissement de façon linéaire en fonction d'angles d'inclinaison entre 8 et 12 et entre 12 et 70 .

4. Dispositif avertisseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que le générateur d'avertissement comprend des moyens (22, 14) pour augmenter la valeur de l'altitude à laquelle l'avertissement est donné par un mètre pour chaque mètre par seconde de vitesse de descente.

5. Dispositif avertisseur selon la revendication 2 ou 4, caractérisé en ce que le générateur d'avertissement comprend des moyens (26, 24, 22; 26, 24) pour augmenter la valeur de l'altitude à laquelle l'avertissement est donné par 1 pied pour chaque degré par seconde de changement d'inclinaison qui a tendance à approcher la queue de l'aéronef du sol.

6. Dispositif avertisseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les organes produisant le signal d'altitude comprennent un altimètre radio (12), et qu'il comprend des organes fournissant un signal de la vitesse de descente qui sont des moyens (14) pour produire un signal représentant la vitesse de descente barométrique de l'aéronef.

7. Dispositif avertisseur selon la revendication 1, comprenant également des organes (14) pour fournir un signal représentant la vitesse de descente barométrique de l'aéronef et des organes (18)

pour fournir un signal représentant la vitesse de la variation de l'angle d'inclinaison de l'aéronef ; les organes pour engendrer l'avertissement étant également liés aux organes «vitesse de descente» (14) et «vitesse de variation de l'angle d'inclinaison» (18), pour engendrer l'avertissement lorsque les rapports entre l'altitude, l'angle d'inclinaison, la vitesse de descente et la vitesse du changement de l'angle d'inclinaison sont tels que la touche de la queue est imminente.

8. Dispositif avertisseur selon la revendication I, caractérisé en ce que le générateur d'avertissement comprend des moyens pour que l'avertissement soit déclenché lorsque l'angle d'inclinaison dépasse 8e et que l'altitude au sol de l'aéronef est inférieure à 3 pieds.

9. Dispositif avertisseur selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend également des moyens (24) pour engendrer un signal représentant la vitesse de descente de l'aéronef, et en ce que les organes d'avertissement comprennent des moyens (22) répondant au signal de vitesse de descente pour augmenter la valeur de l'altitude à laquelle l'avertissement est donné par un mètre pour chaque mètre par seconde de vitesse de descente de l'aéronef.

10. Dispositif avertisseur selon la revendication 9, caractérisé en ce que les organes fournissant le signal de vitesse de descente (24)

comprennent des moyens (14) pour produire un signal représentant la vitesse de descente barométrique de l'aéronef.

11. Dispositif avertisseur selon la revendication 3 ou 9, caractérisé en ce qu'il comprend en outre des organes (18) pour produire un signal représentant le taux d'inclinaison de l'aéronef, et en ce que ledit générateur d'avertissement comporte des moyens (22, 24, 26) répondant au signal de taux d'inclinaison, afin d'augmenter la valeur de l'altitude à laquelle un avertissement est donné, par 1 pied pour chaque fraction du taux d'inclinaison qui a tendance à baisser la queue par environ 1 pied par seconde.

12. Dispositif avertisseur selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend des organes (18) pour fournir un signal représentant le taux d'inclinaison de l'aéronef, et en ce que le générateur d'avertissement comporte des moyens (22, 24, 26) répondant au signal de taux d'inclinaison, afin d'augmenter la valeur de l'altitude au sol à laquelle l'avertissement est donné, par 1 pied pour chaque degré par seconde de taux d'inclinaison qui a tendance à approcher la queue de l'aéronef du sol.

13. Dispositif avertisseur selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens (14) pour produire un signal représentant la vitesse de descente de l'aéronef, des moyens (18)

pour fournir un signal représentant le taux d'inclinaison de l'aéronef, et des moyens de combinaison (22, 24) répondant au signal de vitesse de descente et au signal de taux d'inclinaison, afin d'engendrer un signal combiné représentant la vitesse verticale de la queue de l'aéronef, ledit générateur d'avertissement répondant à ce signal combiné afin d'augmenter la valeur de l'altitude à laquelle l'avertissement est engendré, par un mètre pour chaque mètre par seconde de la vitesse descendante de la queue de l'aéronef.