EP1588281A2 - Systeme de controle du regime d'un moteur d'un aeronef - Google Patents

Systeme de controle du regime d'un moteur d'un aeronef

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Publication number
EP1588281A2
EP1588281A2 EP04705436A EP04705436A EP1588281A2 EP 1588281 A2 EP1588281 A2 EP 1588281A2 EP 04705436 A EP04705436 A EP 04705436A EP 04705436 A EP04705436 A EP 04705436A EP 1588281 A2 EP1588281 A2 EP 1588281A2
Authority
EP
European Patent Office
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values
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valid
Prior art date
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Ceased
Application number
EP04705436A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Brice Fernandez
Christian Garnaud
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP1588281A2 publication Critical patent/EP1588281A2/fr
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/18—Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis

Definitions

  • the present invention relates to a system for controlling the speed of at least one engine of an aircraft, in particular of a transport aircraft.
  • each engine of a transport aircraft is associated with a control unit which comprises in particular: - a regulating means for acting on the engine speed, as a function of control orders received.
  • This regulating means is capable of regulating the flow of fuel intended to supply the engine; and
  • a calculation unit for example an electronic engine regulator of the EEC ("Electronic Engine Control") type, which determines the control orders for said regulation means.
  • EEC Electronic Engine Control
  • This calculation unit uses in particular information relating to the conditions in which the aircraft is operating, that is to say information relating to aerodynamic parameters such as static and total temperatures and / or static and total pressures, to determine these order orders. For security reasons, said calculation unit uses several different sources to obtain this information, namely generally:
  • an engine sensor which is capable of measuring the value of the aerodynamic parameter considered on the engine
  • - two aircraft sources for example of the ADIRU ("Air Data Inertial Reference Unit") type, which also have access to values of this aerodynamic parameter and which are individually linked by specific links, for example of the ARINC 429 type, to said calculation unit.
  • the calculation unit must therefore select, from among the different values of the aerodynamic parameter it receives, the one it will use for its calculations. In some situations, poor selection is possible, which can have very damaging effects. Indeed, erroneous information which is not representative of the actual flight conditions of the aircraft results in an erroneous calculation of the engine speed so that the engine can then be made to operate in a mode not suitable for said flight conditions . It can then even go out, for example when the speed controlled is too low for the conditions encountered.
  • the object of the present invention is to remedy these drawbacks. It relates to a control system, particularly reliable and at low cost, of the speed of at least one engine of an aircraft, making it possible to avoid an erroneous selection of the value of an aerodynamic parameter used.
  • said control system of the type comprising:
  • a first and a second source of information determining first and second values of at least one predetermined aerodynamic parameter of the aircraft
  • At least one control unit of said engine comprising:. at least one regulation means for acting on the engine speed, as a function of received control orders; . at least one sensor which is capable of measuring a fourth value of said aerodynamic parameter, on said engine; and. a calculation unit which is connected to said first and second sources of information, to said regulating means and to said sensor, which receives said first, second and fourth values of said aerodynamic parameter, which takes these into account to select a value of said aerodynamic parameter as control value, and which uses the control value thus selected at the less to determine a control order which is transmitted to said regulating means, is remarkable in that:
  • said system further comprises:
  • an information transmission network to which said first, second and third sources of information and said computing unit are connected, enabling information transmission
  • first, second and third sources of information respectively determine first, second and third accuracy information indicating the accuracy respectively of said first, second and third values of said aerodynamic parameter
  • said calculation unit selects said control value using said first, second, third and fourth values of the aerodynamic parameter, as well as said first, second and third accuracy information.
  • the calculation unit has not only a large number of values (first to fourth values) for making the selection and choosing the most precise and appropriate value for the aerodynamic parameter considered, but also valuable help provided by said accuracy information, which allow it to make the best possible selection of value, and above all to avoid any bad selection (unlike the aforementioned known solution), as we will see more detail below.
  • the different sources of information are independent of each other, a possible error from one of said sources cannot affect the other sources.
  • control system according to the invention is particularly reliable.
  • the calculation unit gives priority to the first, second, third values of said sources of information relative to said fourth value of the sensor, it chooses said fourth value only in the event of a fault. agreement specified below between all values, and it uses said accuracy information at least to resolve any ambiguities.
  • said calculation unit uses as command value:
  • said calculation unit carries out a weighting when a change of selection of value for the control value (for example when it uses as control value first said third value of the third source d 'information, then said first value of the first information source) so as to avoid sudden jumps of the selected command value and used in subsequent processing.
  • - Said calculation unit receives said fourth value on two different channels, and uses the two values thus received.
  • the control system to control the engine speeds of an aircraft fitted with a plurality of engines, for example four engines, the control system according to the invention comprises, for each engine whose engine speed it controls, a unit specific control (as mentioned above) comprising a regulation means, a sensor and a calculation unit.
  • each of said sources of information receives from all the control units the fourth values measured by the sensor of each of said control units and determines its accuracy information from these fourth values.
  • each calculation unit uses directly or indirectly n + 3 values of the aerodynamic parameter considered (namely said first, second and third values of said sources of information, which are taken into account directly (as well as its fourth value), and the n fourth values of said n sensors, which are taken into account indirectly in calculating accuracy information), which increases the accuracy of the selection and increases security.
  • each information source - calculates all the differences between, on the one hand, said fourth values and, on the other hand, its own value of said aerodynamic parameter;
  • Figure 1 is the block diagram of a system according to the invention.
  • FIG. 2 schematically illustrates the different stages of a selection mode implemented by a calculation unit of a system according to the invention.
  • FIGS. 3 to 8 schematically show different calculation elements allowing the implementation of different stages of the selection mode illustrated in FIG. 2.
  • FIG. 9 schematically shows a system according to the invention, applied to an aircraft provided with a plurality of engines.
  • FIG. 10 schematically shows a source of information for a system according to the invention.
  • the system 1 is intended to control the speed of at least one engine 2 of an aircraft, in particular of a transport aircraft.
  • Said system 1 is of the type comprising:
  • a first and a second usual information source 3 and 4 of the aircraft for example of the ADIRU ("Air Data Inertial Reference Unit") type, which are capable of determining first and second values of at least one parameter predetermined aerodynamics of said aircraft, such as for example the static temperature, the total temperature, the static pressure or the total pressure; and
  • ADIRU Air Data Inertial Reference Unit
  • This regulating means 6 is capable of regulating the flow of fuel intended to supply the engine 2; .
  • at least one sensor 7 which is capable of measuring a fourth value of said aerodynamic parameter, on said engine 2;
  • a computing unit 8 for example an electronic engine regulator of the EEC ("Electronic Engine Control") type, which determines the control orders for said regulating means 6 and which can be part of a digital electronic regulating system at full FADEC (Full Authority Digital Engine Control) engine authority.
  • Said computing unit 8 is connected to said first and second sources of information 3 and 4, as specified below, as well as said control means 6 and said sensor 7, respectively via links 10 and 11.
  • the calculation unit 8 receives said first, second and fourth values of said aerodynamic parameter, and takes these into account to select a value of said aerodynamic parameter as a control value. It uses the command value thus selected at least to determine a command command which is transmitted to said regulating means 6.
  • said control system 1 further comprises:
  • FIG. 1 generally and schematically by links L1, L2, L3 and L4. Said network 12 allows information to be transmitted between said sources of information 3, 4, 9 and said computing unit 8.
  • these elements 3, 4, 8, 9 can communicate with each other without the need to connect them directly to each other by specific individual connections (of the ARINC 429 type for example), which makes it possible to reduce the cost and the system dimensions 1.
  • specific individual connections of the ARINC 429 type for example
  • said first, second and third sources of information 3, 4 and 9 respectively determine first, second and third accuracy information indicating the accuracy respectively of said first, second and third values of said aerodynamic parameter, as specified below;
  • the calculation unit 8 selects said control value using said first, second, third and fourth values of the aerodynamic parameter, as well as said first, second and third accuracy information.
  • said calculation unit 8 gives priority to the values of said information sources 3, 4, 9 with respect to said fourth value of sensor 7. It chooses said fourth value only in the event of a failure to agree between all the values received, and it uses the said accuracy information at least to remove any ambiguities, as specified below.
  • the calculation unit 8 not only has a large number of values (first to fourth values) for making the selection and choosing the most precise and most appropriate value for the aerodynamic parameter considered, but also has d '' precious help provided by said accuracy information, help which enables it to make the best possible selection of value, and above all to avoid any (wrong) selection of an inappropriate value (caused for example by a malfunction of a sensor).
  • the calculation unit 8 implements a particular selection mode (or law), for selecting the command value from the various values received, mentioned above.
  • said calculation unit 8 implements the selection law, the block diagram of which is shown in steps E1 to E7 in FIG. 2.
  • the calculation unit 8 first checks in step E1 if the fourth value received from the sensor 7 is available and valid. If this is not the case (yes: Y; no: N), it implements step E2, to check whether said first, second and third values of said first, second and third sources of information 3, 4 and 9 are valid and agree.
  • step E1 if the fourth value received from the sensor 7 is available and valid. If this is not the case (yes: Y; no: N), it implements step E2, to check whether said first, second and third values of said first, second and third sources of information 3, 4 and 9 are valid and agree.
  • This step E2 can be implemented using the calculation element C2 shown diagrammatically in FIG. 3.
  • This calculation element C2 comprises:
  • a first AND logic gate 14 whose inputs 14.1, 14.2 and 14.3 receive the validity information from said sources 3, 4 and 9;
  • step E3 can be implemented using the calculation element C3 shown in FIG. 4.
  • This calculation element C3 comprises:
  • the calculation element C3 is implemented for all the pairs of possible sources, comprising two of said three sources 3, 4 and 9;
  • step E4 the calculation unit 8 implements step E4, to check whether one of said first, second and third values is valid and if the corresponding accuracy information is worth 1 or not.
  • This step E4 can be implemented using the calculation element C4 shown in FIG. 5.
  • This calculation element C4 includes an AND logic gate 19, of which the inputs 19.1 and 19.2 are informed, for the source considered , respectively if the corresponding (first, second or third) value is valid and if its accuracy information is 1 or not, and the result of which is available at output 1 9.3.
  • the solution S3 of the selection concerns the selection of this value which is valid, as a command value, and, if the result is negative (N), the solution S4 concerns the selection of a predetermined value (which is therefore selected by default).
  • step E5 the calculation unit 8 implements step E5, to check whether one of said first, second and third values of the sources these 3, 4 and 9 is valid and is in agreement with another of the latter, as well as with said fourth value.
  • This step E5 can be implemented using the calculation element C5 shown in FIG. 6.
  • This calculation element C5 has an AND logic gate 20 for output 20.3, and whose inputs 20.1 and 20.2 are connected respectively at doors OR logic 21 and 22.
  • the OR logic gate 21 is connected to a computing unit 23 by its inputs 21.1 and 21.2.
  • This calculation unit 23 includes:
  • a first AND logic gate 24 whose inputs 24.1 and 24.2 respectively receive the information if the value of the source] (3, 4 or 9) considered is in agreement with a first indication or value VA of said fourth value of sensor 7, and if this source] (3, 4 or 9) is valid.
  • the fourth value measured by the sensor 7 is in fact transmitted on two different channels A and B according to two indications or values VA and VB; and.
  • OR logic gate 22 is connected by its inputs 22.1 and 22.2 respectively:
  • the solution S5 of the selection relates to the selection of the value (of said source ⁇ ) which is in agreement, as control value.
  • step E ⁇ to check whether two of said first, second and third values are valid and in agreement (sub-step E6A) and if the product of the two corresponding accuracy information is equal to 1 (sub-step E6B).
  • This step E6 can be implemented using the calculation element C6 shown in FIG. 7.
  • This calculation element C6 comprises:
  • the solution S6 of the selection concerns the selection of the lower value of the two sources i and
  • the calculation unit 8 implements the step E7, to check whether one of said first, second and third value is valid and if it is in agreement with said fourth value (sub-step E7A) and if its accuracy information is equal to 1 (sub-step E7B).
  • This step E7 can be implemented using the calculation element C7 shown in FIG. 8.
  • This calculation element C7 includes an AND logic gate 30, an input 30.1 of which is connected to the calculation 23 via gate 21 (similar to that of FIG. 6), whose input 30.2 is informed whether the accuracy information of the source considered is worth 1 or not, and whose result is available at output 30.3 .
  • said calculating unit 8 carries out a weighting during a change of selection of value for the command value and, moreover, it can be disconnected as regards the selection of the command value. This is particularly useful on the ground to avoid false detections.
  • the control system 1 is particularly well suited for simultaneously controlling the speeds of all the engines 2A, 2B, 2C, 2D of a multi-engine aircraft, as shown in FIG. 9.
  • said system of control 1 comprises, in addition to the three sources of information 3, 4 and 9 and the information transmission network 12, a control unit 5A, 5B, 5C, 5D for each of said motors 2A, 2B, 2C, 2D, said control units 5A, 5B, 5C, 5D being similar to control unit 5 in FIG. 1 (the same elements having the same references, accompanied in FIG. 9 by one of the letters A, B, C or D to differentiate between them, depending on the engine 2A, 2B, 2C or 2D with which they are associated).
  • Each of said sources of information 3, 4, 9 transmits to its network 12, its (first, second or third) value of the aerodynamic parameter predetermined by a link 37, and its accuracy information by a link 31.
  • each control unit 5A, 5B, 5C and 5D receives:
  • each of said control units 5A, 5B, 5C and 5D transmits the corresponding fourth value, via a link 34, to the network 12. These fourth values are then transmitted to the different sources 3, 4, 9 via links 35A, 35B, 35C and 35.D.
  • each of said sources 3, 4, 9, one of which is shown in FIG. 10 can determine its accuracy information from the fourth values measured on the different motors 2A, 2B, 2C and 2D and starting from its own value received by a link 36.
  • each source of information 3, 4, 9 to determine its accuracy information, each source of information 3, 4, 9:

Abstract

Le système (1) comporte trois sources d'informations (3, 4, 9) indépen­dantes, déterminant des première, deuxième et troisième valeurs d'un paramètre aérodynamique de l'aéronef, et des informations d'exactitude indiquant l'exactitude de ces valeurs, un moyen de régulation (6) agis­sant sur le régime du moteur (2), un capteur (7) mesurant une qua­trième valeur dudit paramètre, une unité de calcul (8) sélectionnant une valeur de commande en utilisant lesdites première, deuxième, troisième et quatrième valeurs du paramètre aérodynamique, ainsi que lesdites informations d'exactitude, et utilisant cette valeur de commande pour déterminer un ordre de commande du moyen de régulation (6), et un réseau de transmission d'informations (12), auquel sont raccordées les­dites sources d'informations (3, 4, 9) et l'unité de calcul (8), permettant une transmission d'informations entre ces sources d'informations (3, 4, 9) et cette unité de calcul (8).

Description

Système de contrôle du régime d ' au moins un moteur d 'un aéronef .
La présente invention concerne un système de contrôle du régime d'au moins un moteur d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Généralement, à chaque moteur d'un avion de transport est associée une unité de contrôle qui comporte notamment : - un moyen de régulation pour agir sur le régime du moteur, en fonction d'ordres de commande reçus. Ce moyen de régulation est susceptible de régler le débit de carburant destiné à alimenter le moteur ; et
- une unité de calcul, par exemple un régulateur électronique moteur du type EEC ("Electronic Engine Control"), qui détermine les ordres de commande pour ledit moyen de régulation.
Cette unité de calcul utilise notamment des informations relatives aux conditions dans lesquelles évolue l'aéronef, c'est-à-dire des informations relatives à des paramètres aérodynamiques tels que les températures statique et totale et/ou les pressions statique et totale, pour déterminer ces ordres de commande. Pour des raisons de sécurité, ladite unité de calcul utilise plusieurs sources différentes pour obtenir ces informations, à savoir généralement :
- un capteur moteur, qui est susceptible de mesurer sur le moteur la valeur du paramètre aérodynamique considéré ; et - deux sources avion, par exemple de type ADIRU ("Air Data Inertial Référence Unit"), qui ont également accès à des valeurs de ce paramètre aérodynamique et qui sont reliées individuellement par des liaisons spécifiques, par exemple de type ARINC 429, à ladite unité de calcul. L'unité de calcul doit donc sélectionner, parmi les différentes va- leurs du paramètre aérodynamique qu'elle reçoit, celle qu'elle va utiliser pour ses calculs. Dans certaines situations, une mauvaise sélection est possible, ce qui peut avoir des effets très dommageables. En effet, une information erronée qui n'est pas représentative des conditions de vol réelles de l'aéronef entraîne un calcul erroné du régime moteur de sorte que le mo- teur peut alors être amené à fonctionner dans un mode non approprié auxdites conditions de vol. Il peut alors même s'éteindre, par exemple lorsque le régime commandé est trop faible pour les conditions rencontrées.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- nients. Elle concerne un système de contrôle, particulièrement fiable et à coût réduit, du régime d'au moins un moteur d'un aéronef, permettant d'éviter une sélection erronée de la valeur d'un paramètre aérodynamique utilisé.
A cet effet, selon l'invention, ledit système de contrôle du type comportant :
- une première et une deuxième sources d'informations déterminant des première et deuxième valeurs d'au moins un paramètre aérodynamique prédéterminé de l'aéronef ; et
- au moins une unité de contrôle dudit moteur, comprenant : . au moins un moyen de régulation pour agir sur le régime du moteur, en fonction d'ordres de commande reçus ; . au moins un capteur qui est susceptible de mesurer une quatrième valeur dudit paramètre aérodynamique, sur ledit moteur ; et . une unité de calcul qui est reliée auxdites première et deuxième sour- ces d'informations, audit moyen de régulation et audit capteur, qui reçoit lesdites première, deuxième et quatrième valeurs dudit paramètre aérodynamique, qui prend en compte ces dernières pour sélectionner une valeur dudit paramètre aérodynamique comme valeur de commande, et qui utilise la valeur de commande ainsi sélectionnée au moins pour déterminer un ordre de commande qui est transmis audit moyen de régulation, est remarquable en ce que :
- ledit système comporte de plus :
5 . une troisième source d'informations déterminant une troisième valeur dudit paramètre prédéterminé ; et
. un réseau de transmission d'informations, auquel sont raccordées lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations et ladite unité de calcul, permettant une transmission d'informations
10 entre lesdites sources d'informations et ladite unité de calcul ;
- lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations sont indépendantes les unes des autres ;
- lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations déterminent respectivement des première, deuxième et troisième informai s tions d'exactitude indiquant l'exactitude respectivement desdites première, deuxième et troisième valeurs dudit paramètre aérodynamique ; et
- ladite unité de calcul sélectionne ladite valeur de commande en utilisant lesdites première, deuxième, troisième et quatrième valeurs du paramè- 0 tre aérodynamique, ainsi que lesdits première, deuxième et troisième informations d'exactitude.
Ainsi, l'unité de calcul dispose, non seulement d'un nombre élevé de valeurs (première à quatrième valeurs) pour réaliser la sélection et choisir la valeur la plus précise et la plus appropriée pour le paramètre aérody- 5 namique considéré, mais également d'une aide précieuse apportée par lesdites informations d'exactitude, qui lui permettent de réaliser la meilleure sélection de valeur possible, et surtout d'éviter toute mauvaise sélection (à la différence de la solution connue précitée), comme on le verra plus en détail ci-dessous. De plus, comme les différentes sources d'informations sont indépendantes les unes des autres, une éventuelle erreur d'une desdites sources ne peut pas affecter les autres sources.
Par conséquent, le système de contrôle conforme à l'invention est particulièrement fiable. En outre, grâce audit réseau de transmission d'informations, il n'est pas nécessaire de relier les nouveaux éléments (en particulier ladite troisième source d'informations) individuellement aux autres éléments, ce qui nécessiterait de nombreuses liaisons spécifiques coûteuses et encombrantes, pour qu'ils puissent communiquer avec ces derniers. Il suffit en effet de les raccorder, simplement et directement, audit réseau de transmission d'informations.
De façon avantageuse, pour sélectionner la valeur de commande, l'unité de calcul donne la priorité aux première, deuxième, troisième valeurs desdites sources d'informations par rapport à ladite quatrième valeur du capteur, elle choisit ladite quatrième valeur uniquement en cas de défaut d'accord précisé ci-dessous entre toutes les valeurs, et elle utilise lesdites informations d'exactitude au moins pour lever d'éventuelles ambiguïtés.
Dans un mode de réalisation préféré, ladite unité de calcul utilise comme valeur de commande :
1/ si ladite quatrième valeur du capteur n'est pas valide :
A/ si lesdites première, deuxième et troisième valeurs desdites première, deuxième et troisième sources d'informations sont valides et sont en accord, ladite première valeur de ladite première source d'infor- mations ;
B/ sinon : α) si deux desdites première, deuxième et troisième valeurs sont valides et sont en accord et si le produit des deux informations d'exactitude correspondantes est égal à 1 , une information d'exactitude valant 1 si la valeur correspondante apparaît exacte et 0 sinon, la valeur la plus faible desdites deux valeurs en
β) sinon : a) si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide et si l'information d'exactitude correspondante vaut 1 , cette valeur qui est valide ; b) sinon, une valeur prédéterminée ; et 2/ si ladite quatrième valeur est valide : A/ si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide et est en accord avec une autre de ces dernières, ainsi qu'avec ladite quatrième valeur, cette valeur en accord ; B/ sinon : α) si deux desdites première, deuxième et troisième valeurs sont valides et en accord et si le produit des deux informations d'exactitude correspondantes est égal à 1 , la valeur la plus faible desdites deux valeurs en accord ; β) sinon : a) si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide, si elle est en accord avec ladite quatrième valeur et si son information d'exactitude vaut 1 , cette valeur qui est valide ; b) sinon, ladite quatrième valeur du capteur. Selon l'invention : - deux valeurs sont en accord, lorsque leur différence est inférieure à une valeur de seuil prédéterminée ; et - une valeur est valide, lorsqu'elle est comprise entre deux valeurs limites prédéterminées. En outre, de façon avantageuse, ladite unité de calcul réalise une pondération lors d'un changement de sélection de valeur pour la valeur de commande (par exemple lorsqu'elle utilise comme valeur de commande d'abord ladite troisième valeur de la troisième source d'informations, puis ladite première valeur de la première source d'informations) de manière à éviter des sauts brusques de la valeur de commande sélectionnée et utilisée dans les traitements ultérieurs.
Par ailleurs, avantageusement :
- ladite unité de calcul est déconnectable en ce qui concerne la sélection de la valeur de commande ; et/ou
- ladite unité de calcul reçoit ladite quatrième valeur sur deux canaux différents, et utilise les deux valeurs ainsi reçues.
Selon l'invention, pour contrôler les régimes des moteurs d'un aéronef muni d'une pluralité de moteurs, par exemple quatre moteurs, le système de contrôle conforme à l'invention comporte, pour chaque moteur dont il contrôle le régime, une unité de contrôle spécifique (telle que précitée) comprenant un moyen de régulation, un capteur et une unité de calcul.
Avantageusement, chacune desdites sources d'informations reçoit de toutes les unités de contrôle les quatrièmes valeurs mesurées par le capteur de chacune desdites unités de contrôle et détermine son information d'exactitude à partir de ces quatrièmes valeurs.
Par conséquent, dans le cas d'un aéronef à n moteurs, chaque unité de calcul utilise directement ou indirectement n + 3 valeurs du para- mètre aérodynamique considéré (à savoir lesdites première, deuxième et troisième valeurs desdites sources d'informations, qui sont prises en compte directement (ainsi que sa quatrième valeur), et les n quatrièmes valeurs desdits n capteurs, qui sont prises en compte indirectement dans le calcul des informations d'exactitude), ce qui permet d'accroître la précision de la sélection et d'augmenter la sécurité.
Dans un mode de réalisation préféré, pour déterminer son information d'exactitude, chaque source d'information : - calcule toutes les différences entre, d'une part, lesdites quatrièmes valeurs et, d'autre part, sa propre valeur dudit paramètre aérodynamique ;
- compare ces différences à une valeur de seuil prédéterminée ; et
- en déduit :
. si au moins la moitié desdites différences sont inférieures à ladite valeur de seuil, que ladite information d'exactitude vaut 1 ;
. sinon, qu'elle vaut 0.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un système conforme à l'invention.
La figure 2 illustre schématiquement les différentes étapes d'un mode de sélection mis en œuvre par une unité de calcul d'un système conforme à l'invention. Les figures 3 à 8 montrent schématiquement différents éléments de calcul permettant la mise en œuvre de différentes étapes du mode de sélection illustré sur la figure 2.
La figure 9 montre schématiquement un système conforme à l'invention, appliqué à un aéronef muni d'une pluralité de moteurs. La figure 10 montre schématiquement une source d'informations d'un système conforme à l'invention.
Le système 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à contrôler le régime d'au moins un moteur 2 d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Ledit système 1 est du type comportant :
- une première et une deuxième sources d'informations usuelles 3 et 4 de l'aéronef, par exemple de type ADIRU ("Air Data Inertial Référence Unit"), qui sont susceptibles de déterminer des première et deuxième valeurs d'au moins un paramètre aérodynamique prédéterminé dudit aéronef, tel que par exemple la température statique, la température totale, la pression statique ou la pression totale ; et
- au moins une unité de contrôle 5 dudit moteur 2, comprenant :
. au moins un moyen de régulation 6 usuel pour agir sur le régime du moteur 2, en fonction d'ordres de commande reçus. Ce moyen de régulation 6 est susceptible de régler le débit de carburant destiné à alimenter le moteur 2 ; . au moins un capteur 7 qui est susceptible de mesurer une quatrième valeur dudit paramètre aérodynamique, sur ledit moteur 2 ; et . une unité de calcul 8, par exemple un régulateur électronique moteur de type EEC ("Electronic Engine Control"), qui détermine les ordres de commande pour ledit moyen de régulation 6 et qui peut faire partie d'un système de régulation électronique numérique à pleine autorité du moteur de type FADEC ("Full Authority Digital Engine Control"). Ladite unité de calcul 8 est reliée auxdites première et deuxième sources d'informations 3 et 4, comme précisé ci-dessous, ainsi qu'audit moyen de régulation 6 et audit capteur 7, respectivement par l'intermédiaire de liaisons 10 et 1 1 . L'unité de calcul 8 reçoit lesdites première, deuxième et quatrième valeurs dudit paramètre aérodynamique, et prend en compte ces dernières pour sélectionner une valeur dudit paramètre aérodynamique comme valeur de commande. Elle utilise la valeur de commande ainsi sélectionnée au moins pour déterminer un ordre de commande qui est transmis audit moyen de régulation 6. Selon l'invention, ledit système de contrôle 1 comporte de plus :
- une troisième source d'informations 9 semblable auxdites sources 3 et 4, qui détermine une troisième valeur dudit paramètre aérodynamique prédéterminé ; et - un réseau de transmission d'informations 12, auquel sont raccordées lesdites sources d'informations 3, 4, 9 et ladite unité de calcul 8, comme représenté sur la figure 1 de façon générale et schématique par des liaisons L1 , L2, L3 et L4. Ledit réseau 12 permet une transmission d'informations entre lesdites sources d'informations 3, 4, 9 et ladite unité de calcul 8.
Ainsi, ces éléments 3, 4, 8, 9 peuvent communiquer entre eux sans qu'on ait besoin de les relier directement entre eux par des connections individuelles spécifiques (du type ARINC 429 par exemple), ce qui permet de réduire le coût et l'encombrement du système 1 . De plus, selon l'invention :
- lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations 3, 4 et 9 sont indépendantes les unes des autres ;
- lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations 3, 4 et 9 déterminent respectivement des première, deuxième et troisième informations d'exactitude indiquant l'exactitude respectivement desdites première, deuxième et troisième valeurs dudit paramètre aérodynamique, comme précisé ci-dessous ; et
- l'unité de calcul 8 sélectionne ladite valeur de commande en utilisant lesdites première, deuxième, troisième et quatrième valeurs du paramè- tre aérodynamique, ainsi que lesdits première, deuxième et troisième informations d'exactitude.
Pour ce faire, selon l'invention, ladite unité de calcul 8 donne la priorité aux valeurs desdites sources d'informations 3, 4, 9 par rapport à ladite quatrième valeur du capteur 7. Elle choisit ladite quatrième valeur uniquement en cas de défaut d'accord entre toutes les valeurs reçues, et elle utilise lesdites informations d'exactitude au moins pour lever d'éventuelles ambiguïtés, comme précisé ci-dessous.
Ainsi, l'unité de calcul 8 dispose non seulement d'un nombre élevé de valeurs (première à quatrième valeurs) pour réaliser la sélection et choisir la valeur la plus précise et la plus appropriée pour le paramètre aérodynamique considéré, mais elle dispose également d'une aide précieuse apportée par lesdites informations d'exactitude, aide qui lui permet de réaliser la meilleure sélection de valeur possible, et surtout d'éviter toute (mauvaise) sélection d'une valeur inappropriée (engendrée par exemple par un dysfonctionnement d'un capteur).
Selon l'invention, l'unité de calcul 8 met en œuvre un mode (ou loi) de sélection particulier, pour sélectionner la valeur de commande à partir des différentes valeurs reçues, mentionnées précédemment. Dans un mode de réalisation préféré, ladite unité de calcul 8 met en œuvre la loi de sélection, dont on a représenté le synoptique comprenant des étapes E1 à E7 sur la figure 2.
L'unité de calcul 8 vérifie d'abord dans l'étape E1 si la quatrième valeur reçue du capteur 7 est disponible et valide. Si cela n'est pas le cas (oui : O ; non : N), elle met en œuvre l'étape E2, pour vérifier si lesdites première, deuxième et troisième valeurs desdites première, deuxième et troisième sources d'informations 3, 4 et 9 sont valides et sont en accord. Dans le cadre de la présente invention :
- une valeur (ou une source d'informations dont elle est issue) est valide, lorsque cette valeur est comprise entre deux limites prédéterminées.
Elle est donc non valide si elle est hors desdites limites, et ceci de préférence pendant une durée prédéterminée, par exemple pendant cinq secondes ; et - deux valeurs sont en accord, lorsque leur différence est inférieure à une valeur de seuil prédéterminée.
Cette étape E2 peut être mise en œuvre à l'aide de l'élément de calcul C2 représenté schématiquement sur la figure 3. Cet élément de cal- cul C2 comporte :
- une première porte logique ET 14, dont les entrées 14.1 , 14.2 et 14.3 reçoivent l'information de validité desdites sources 3, 4 et 9 ; et
- une seconde porte logique ET 15, dont les entrées 15.1 , 15.2 et 15.3 reçoivent respectivement l'information sur l'accord entre les sources 3 et 4, l'information sur l'accord entre les sources 3 et 9, et le résultat issu de la porte 14, et dont le résultat est disponible à la sortie 15.4. Si le résultat est positif (O), la solution S1 de la sélection concerne la sélection de ladite première valeur issue de la source 3 comme valeur de commande. En revanche, si le résultat est négatif (N), l'unité de calcul 8 met en œuvre l'étape E3, pour vérifier si deux desdites première, deuxième et troisième valeurs sont valides et sont en accord et si le produit des deux informations d'exactitude correspondantes est égal à 1 , une information d'exactitude valant 1 si la valeur correspondante apparaît exacte et 0 si- non, comme précisé ci-dessous. Cette étape E3 peut être mise en œuvre à l'aide de l'élément de calcul C3 représenté sur la figure 4. Cet élément de calcul C3 comporte :
- une première porte logique ET 16, dont les entrées 16.1 et 16.2 reçoivent l'information de validité de deux sources choisies. L'élément de calcul C3 est mis en œuvre pour tous les couples de sources possibles, comportant deux desdites trois sources 3, 4 et 9 ;
- une deuxième porte logique ET 17, dont les entrées 17.1 et 17.2 sont informées si les informations d'exactitude sont à 1 ou non ; et - une troisième porte logique ET 18, dont les entrées 18.1 , 18.2 et 18.3 reçoivent respectivement l'information sur l'accord des deux sources considérées et les résultats issus desdites portes 17 et 16, et dont le résultat est disponible à la sortie 18.4. Si le résultat à la sortie 18.4 est positif (O), la solution S2 de la sélection concerne la sélection de la valeur la plus faible des deux sources en accord, comme valeur de commande.
En revanche, si le résultat est négatif (N), l'unité de calcul 8 met en œuvre l'étape E4, pour vérifier si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide et si l'information d'exactitude correspondante vaut 1 ou non. Cette étape E4 peut être mise en œuvre à l'aide de l'élément de calcul C4 représenté sur la figure 5. Cet élément de calcul C4 comporte une porte logique ET 19, dont les entrées 19.1 et 19.2 sont informées, pour la source considérée, respectivement si la (première, deuxième ou troisième) valeur correspondante est valide et si son information d'exactitude est à 1 ou non, et dont le résultat est disponible à la sortie 1 9.3. Si le résultat à la sortie 19.3 est positif (O), la solution S3 de la sélection concerne la sélection de cette valeur qui est valide, comme valeur de commande, et, si le résultat est négatif (N), la solution S4 concerne la sélection d'une valeur prédéterminée (qui est donc sélectionnée par défaut).
Par ailleurs, si la quatrième valeur reçue du capteur 7 est disponible et valide (étape E1 ), l'unité de calcul 8 met en œuvre l'étape E5, pour vérifier si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs des sour- ces 3, 4 et 9 est valide et est en accord avec une autre de ces dernières, ainsi qu'avec ladite quatrième valeur. Cette étape E5 peut être mise en œuvre à l'aide de l'élément de calcul C5 représenté sur la figure 6. Cet élément de calcul C5 comporte une porte logique ET 20 de sortie 20.3, et dont les entrées 20.1 et 20.2 sont reliées respectivement â des portes logiques OU 21 et 22. La porte logique OU 21 est reliée à une unité de calcul 23 par ses entrées 21.1 et 21.2.
Cette unité de calcul 23 comporte :
- une première porte logique ET 24, dont les entrées 24.1 et 24.2 reçoi- vent respectivement l'information si la valeur de la source ] (3, 4 ou 9) considérée est en accord avec une première indication ou valeur VA de ladite quatrième valeur du capteur 7, et si cette source ] (3, 4 ou 9) est valide. La quatrième valeur mesurée par le capteur 7 est en effet émise sur deux canaux A et B différents selon deux indications ou valeurs VA et VB ; et .
- une seconde porte logique ET 25, dont les entrées 25.1 et 25.2 reçoivent respectivement l'information si la valeur de la source i (3, 4 ou 9) considérée est en accord avec la seconde indication ou valeur VB de ladite quatrième valeur (canal B), et si cette source ] (3, 4 ou 9) est va- lide.
En outre, la porte logique OU 22 est reliée par ses entrées 22.1 et 22.2 respectivement :
- à une première porte logique ET 26, dont les entrées 26.1 , 26.2 et 26.3 reçoivent respectivement les informations si la source ] et une source ] (parmi les sources 3, 4 et 9) sont en accord, si la source [ est valide et si la source j est valide ; et
- à une seconde porte logique ET 27, dont les entrées 27.1 , 27.2 et 27.3 reçoivent respectivement les informations si la source ] est valide, si la troisième source k est valide et si lesdites sources } et k sont en accord. Si le résultat du traitement mis en œuvre par le moyen de calcul
C5 est positif (O), la solution S5 de la sélection concerne la sélection de la valeur (de ladite source {) qui est en accord, comme valeur de commande.
En revanche, si le résultat est négatif (N), l'unité de calcul 8 met en œuvre l'étape Eβ, pour vérifier si deux desdites première, deuxième et troisième valeurs sont valides et en accord (sous-étape E6A) et si le produit des deux informations d'exactitude correspondantes est égal à 1 (sous-étape E6B). Cette étape E6 peut être mise en œuvre à l'aide de l'élément de calcul C6 représenté sur la figure 7. Cet élément de calcul C6 comporte :
- une porte logique ET 28, dont les entrées 28.2 et 28.3 sont informées si les informations d'exactitude respectivement de deux sources j et j (parmi les sources 3, 4 et 9) sont à 1 ou non, dont l'entrée 28.1 est reliée à une porte logique ET 29, et dont la sortie 28.4 fournit le résultat ; et .
- ladite porte logique ET 29, dont l'entrée 29.1 est informée si les valeurs des sources } et [ sont en accord, dont l'entrée 29.2 est informée si la source ] est valide, et dont l'entrée 29.3 est informée si la source [ est valide. Si le résultat du traitement mis en œuvre par le moyen de calcul
C6 est positif (O), la solution S6 de la sélection concerne la sélection de la valeur la plus faible des deux sources i et | en accord, comme valeur de commande.
En revanche, si le résultat est négatif (N) pour la sous-étape E6A ou pour la sous-étape E6B, l'unité de calcul 8 met en œuvre l'étape E7, pour vérifier si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide et si elle est en accord avec ladite quatrième valeur (sous-étape E7A) et si son information d'exactitude vaut 1 (sous-étape E7B). Cette étape E7 peut être mise en œuvre à l'aide de l'élément de calcul C7 repré- sente sur la figure 8. Cet élément de calcul C7 comporte une porte logique ET 30, dont une entrée 30.1 est reliée à l'unité de calcul 23 via la porte 21 (semblable à celle de la figure 6), dont l'entrée 30.2 est informée si l'information d'exactitude de la source considérée vaut bien 1 ou non, et dont le résultat est disponible à la sortie 30.3. Si le résultat à la sortie 30.3 est positif (O), la solution S7 de la sélection concerne la sélection de cette valeur qui est valide et en accord avec la quatrième valeur, comme valeur de commande et, si le résultat est négatif (N), la solution S8 concerne la sélection de ladite quatrième valeur. Lesdits éléments de calcul C2 à C7 sont implantés dans ladite unité de calcul 8.
De préférence, ladite unité de calcul 8 réalise une pondération lors d'un changement de sélection de valeur pour la valeur de commande et, de plus, elle est déconnectable en ce qui concerne la sélection de la valeur de commande. Ceci est notamment intéressant au sol pour éviter des détections erronées.
Le système de contrôle 1 conforme à l'invention est particulièrement bien approprié pour contrôler simultanément les régimes de tous les moteurs 2A, 2B, 2C, 2D d'un aéronef multimoteur, comme représenté sur la figure 9. Pour ce faire, ledit système de contrôle 1 comporte, en plus des trois sources d'informations 3, 4 et 9 et du réseau de transmission d'informations 12, une unité de contrôle 5A, 5B, 5C, 5D pour chacun desdits moteurs 2A, 2B, 2C, 2D, lesdites unités de contrôle 5A, 5B, 5C, 5D étant semblables à l'unité de contrôle 5 de la figure 1 (les mêmes élé- ments ayant les mêmes références, accompagnées sur la figure 9 d'une des lettres A, B, C ou D pour les différencier entre eux, en fonction du moteur 2A, 2B, 2C ou 2D auquel ils sont associés).
Chacune desdites sources d'informations 3, 4, 9 transmet audit réseau 12, sa (première, deuxième ou troisième) valeur du paramètre aérodynamique prédéterminée par une liaison 37, et son information d'exactitude par une liaison 31 .
De plus, chaque unité de contrôle 5A, 5B, 5C et 5D reçoit :
- par une liaison 32.3, la première valeur de la source 3 ;
- par une liaison 32.4, la deuxième valeur de la source 4 ; - par une liaison 32.9, la troisième valeur de la source 9 ;
- par une liaison 33.3, la première information d'exactitude de la source
- par une liaison 33.4, la deuxième information d'exactitude de la source 4 ; et
- par une liaison 33.9, la troisième information d'exactitude de la source 9.
Par ailleurs, chacune desdites unités de contrôle 5A, 5B, 5C et 5D transmet la quatrième valeur correspondante, par l'intermédiaire d'une liai- son 34, au réseau 12. Ces quatrièmes valeurs sont ensuite transmises aux différentes sources 3, 4, 9 par l'intermédiaire de liaisons 35A, 35B, 35C et 35.D.
Grâce à ces informations, chacune desdites sources 3, 4, 9, dont l'une est représentée sur la figure 10, peut déterminer son information d'exactitude à partir des quatrièmes valeurs mesurées sur les différents moteurs 2A, 2B, 2C et 2D et partir de sa propre valeur reçue par une liaison 36. Selon l'invention, pour déterminer son information d'exactitude, chaque source d'informations 3, 4, 9 :
- calcule toutes les différences entre, d'une part, lesdites quatrièmes va- leurs et, d'autre part, sa propre valeur dudit paramètre aérodynamique ;
- compare ces différences à une valeur de seuil prédéterminée ; et
- en déduit :
. si au moins la moitié desdites différences sont inférieures à ladite valeur de seuil, que ladite information d'exactitude vaut 1 ; . sinon, qu'elle vaut 0.

Claims

REVENDICATIONS 1 . Système de contrôle du régime d'au moins un moteur d'un aéronef, ledit système (1 ) comportant :
- une première et une deuxième sources d'informations (3, 4) détermi- nant des première et deuxième valeurs d'au moins un paramètre aérodynamique prédéterminé de l'aéronef ; et
- au moins une unité de contrôle (5) dudit moteur (2), comprenant :
. au moins un moyen de régulation (6) pour agir sur le régime du moteur (2), en fonction d'ordres de commande reçus ; . au moins un capteur (7) qui est susceptible de mesurer une quatrième valeur dudit paramètre aérodynamique, sur ledit moteur (2) ; et . une unité de calcul (8) qui est reliée auxdites première et deuxième sources d'informations (3, 4), audit moyen de régulation (6) et audit capteur (7), qui reçoit lesdites première, deuxième et quatrième valeurs dudit paramètre aérodynamique, qui prend en compte ces dernières pour sélectionner une valeur dudit paramètre aérodynamique comme valeur de commande, et qui utilise la valeur de commande ainsi sélectionnée au moins pour déterminer un ordre de commande qui est transmis audit moyen de régulation (6), caractérisé en ce que :
- ledit système (1 ) comporte de plus :
. une troisième source d'informations (9) déterminant une troisième valeur dudit paramètre prédéterminé ; et . un réseau de transmission d'informations (12), auquel sont raccordées lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations (3, 4, 9) et ladite unité de calcul (8) permettant une transmission d'informations entre lesdites sources d'informations (3, 4, 9) et ladite unité de calcul (8) ; - lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations (3, 4, 9) sont indépendantes les unes des autres ;
- lesdites première, deuxième et troisième sources d'informations (3, 4, 9) déterminent respectivement des première, deuxième et troisième informations d'exactitude indiquant l'exactitude respectivement desdites première, deuxième et troisième valeurs dudit paramètre aérodynamique ; et
- ladite unité de calcul (8) sélectionne ladite valeur de commande en utilisant lesdites première, deuxième, troisième et quatrième valeurs du pa- ramètre aérodynamique, ainsi que lesdits première, deuxième et troisième informations d'exactitude.
2. Système selon la revendication 1 , caractérisé en ce que, pour sélectionner la valeur de commande, l'unité de calcul (8) donne la priorité aux valeurs desdites sources d'informations (3, 4, 9) par rapport à ladite quatrième valeur du capteur (7), elle choisit ladite quatrième valeur uniquement en cas de défaut d'accord entre toutes les valeurs, et elle utilise lesdites informations d'exactitude au moins pour lever d'éventuelles ambiguïtés.
3. Système selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (8) utilise comme valeur de commande :
1/ si ladite quatrième valeur du capteur (7) n'est pas valide : A/ si lesdites première, deuxième et troisième valeurs desdites première, deuxième et troisième sources d'informations (3, 4, 9) sont valides et sont en accord, ladite première valeur de ladite première source d'informations (3) ; B/ sinon : α) si deux desdites première, deuxième et troisième valeurs sont valides et sont en accord et si le produit des deux informations i y
d'exactitude correspondantes est égal à 1 , une information d'exactitude valant 1 si la valeur correspondante apparaît exacte et O sinon, la valeur la plus faible desdites deux valeurs en QCCOΓQ $ β) sinon : a) si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide et si l'information d'exactitude correspondante vaut 1 , cette valeur qui est valide ; b) sinon, une valeur prédéterminée ; et 2/ si ladite quatrième valeur est valide :
A/ si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide et est en accord avec une autre de ces dernières, ainsi qu'avec ladite quatrième valeur, cette valeur en accord ; B/ sinon : α) si deux desdites première, deuxième et troisième valeurs sont valides et sont en accord et si le produit des deux informations d'exactitude correspondantes est égal à 1 , la valeur la plus faible desdites deux valeurs en accord ; β) sinon : a) si l'une desdites première, deuxième et troisième valeurs est valide, si elle est en accord avec ladite quatrième valeur et si son information d'exactitude vaut 1 , cette valeur qui est valide ; b) sinon, ladite quatrième valeur du capteur (7).
4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que deux valeurs sont en accord, lorsque leur différence est inférieure à une valeur de seuil prédéterminée.
5. Système selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce qu'une valeur est valide, lorsqu'elle est comprise entre deux valeurs limites prédéterminées.
6. Système selon l'une quelconque des revendications précéden-
caractérisé en ce que ladite unité de calcul (8) réalise une pondération lors d'un changement de sélection de valeur pour la valeur de commande.
7. Système selon l'une quelconque des revendications précéden-
caractérisé en ce que ladite unité de calcul (8) est déconnectable en ce qui concerne la sélection de la valeur de commande.
8. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (8) reçoit ladite quatrième va- leur sur deux canaux différents, et utilise les deux valeurs ainsi reçues.
9. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, pour contrôler les régimes des moteurs (2A, 2B, 2C, 2D) d'un aéronef muni d'une pluralité de moteurs (2A, 2B, 2C, 2D), caractérisé en ce qu'il comporte, pour chaque moteur (2A, 2B, 2C, 2D) dont il contrôle le régime, une unité de contrôle spécifique (5A, 5B, 5C, 5D) comprenant un moyen de régulation (6), un capteur (7) et une unité de calcul (8).
10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que chacune desdites sources d'informations (3, 4, 9) reçoit de toutes les unités de contrôle (5A, 5B, 5C, 5D) les quatrièmes valeurs mesurées par le capteur (7) de chacune desdites unités de contrôle (5A, 5B, 5C, 5D) et détermine son information d'exactitude à partir de ces quatrièmes valeurs.
. I
1 1. Système selon la revendication 10, caractérisé en ce que, pour déterminer son information d'exactitude, chaque source d'information (3, 4, 9) :
- calcule toutes les différences entre lesdites quatrièmes valeurs et sa valeur dudit paramètre aérodynamique ;
- compare ces différences à une valeur de seuil prédéterminée ; et
- en déduit :
• si au moins la moitié desdites différences sont inférieures à ladite valeur de seuil, que ladite information d'exactitude vaut 1 ; . sinon, qu'elle vaut 0.
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