FR2479133A1 - Systeme de commande de vol d'aeronef a compensation automatique et a levier de commande de force a plusieurs axes - Google Patents

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN SYSTEME DE COMMANDE DE VOL D'AERONEF A COMPENSATION AUTOMATIQUE ET A LEVIER DE COMMANDE DE FORCE A PLUSIEURS AXES. CE SYSTEME DE COMMANDE COMPREND UN LEVIER DE COMMANDE DE FORCE 10 AU DEPART DUQUEL SONT EMIS DES SIGNAUX INDIQUANT LA FORCE QUI LUI EST APPLIQUEE DANS UN AXE CORRESPONDANT A UN AXE DE COMMANDE DE L'AERONEF. CES SIGNAUX SONT APPLIQUES, VIA DES PARCOURS A GAIN PROPORTIONNEL ET INTEGRAL, POUR ACTIONNER DES SERVOMECANISMES ELECTROHYDRAULIQUES 74-77 QUI COMMANDENT LES SURFACES AERODYNAMIQUES DE L'AERONEF. LE SYSTEME DE COMMANDE DE L'INVENTION EST UTILISE, DANS LES AERONEFS, POUR REDUIRE LA FATIGUE DES PILOTES, AMELIORER LA VISIBILITE ET DESENCOMBRER LES COCKPITS.

Description

La présente invention concerne des systèmes de

commande d'aéronefs et, plus particulièrement, un sys-

tème de commande d'aéronef offrant un mode de commande

entièrement nouveau.

Tant dans un aéronef à voilure fixe que dans

un aéronef à voilure tournante (hélicoptère), le pi-

lote utilise habituellement diverses commandes orienta-

bles telles que des leviers de commande,des leviers mécaniques,des

volants et des pédales pour régler la position des gou-

vernes ou des surfaces aérodynamiques de l'aéronef, per-

mettant ainsi de régler l'attitude, l'altitude, la vi-

tesse et d'autres paramètres analogues de ce dernier.

Dans le système le plus simple, les commandes sont re-

liées aux gouvernes par des câbles (par exemple, des

pédales reliées, par des câbles, au gouvernail de direc-

tion d'un aéronef léger à voilure fixe). Dans des sys-

tèmes plus compliqués, les commandes peuvent comporter des accouplements mécaniques qui sont assistés par des

servomécanismes hydrauliques ou analogues.

A mesure que les systèmes de commande d'aéronefs deviennent de plus en plus compliqués, l'espace utile du cockpit qui est accessible aux pilotes est presque entièrement occupé par des instruments, des commutateurs

et analogues. Dès lors, les commandes elles-mêmes em-

piètent sur l'espace du cockpit qui est réservé à d'au-

tres appareils.

Dans un aéronef spécifique, on prévoit un volant monté sur un levier decommande pour contrôler le roulis et

le tangage de l'aéronef, des pédales commandant un gou-

vernail de direction, ainsi qu'une console à volet de

commande des gaz pour contrôler la poussée du moteur.

Dans un hélicoptère, on prévoit spécifiquement un levier de commande de pas cyclique destiné à contrôler le tangage et le roulis de l'appareil, des pédales pour contrôler les mouvements de lacet, ainsi qu'un levier de commande de pas collectif pour contrôler la sustentation verticale. L'ensemble de ces commandes et

de leurs accouplements mécaniques solidarisés aux gou-

vernes ou aux servomécanismes réagissant à ces derniè-

res encombrent dans une large mesure l'espace disponi-

ble dans le cockpit. Par exemple, la présence du 1 e v i e rou du volant de commande devant le siège du pilote rend pratiquement impossible, pour le pilote, une visualisation des instruments électroniques qui lui font immédiatement face du fait qu'il doit déplacer le volant

ou le levier de commande dans différentes positions à l'in-

térieur de l'espace disponible et du fait également que

la présence de cet appareil gêne la vision du pilote -

sous certains angles. En outre, la présence de pédales rend malaisée la visibilité du pilote vers l'avant et vers le bas, visibilité qui pourrait être utile dans des hélicoptères servant à des opérations de logistique, de

construction et analogues. En outre, au cas o un pas-

sager prendrait place dans un des sièges réservés aux pilotes et heurterait malencontreusement les commandes,

ces dernières pourraient être déclenchées par inadver-

tance. L'accès aux sièges réservés aux pilotes et l'éloignement vis-à-vis de ces sièges sont également

entravés à des degrés divers par ces commandes.

Dans les systèmes dans lesquels on utilise des commandes à la fois pour le pilote et pour le copilote,

il est essentiel que les positions mutuelles des comman-

des soient synchronisées, de telle sorte qu'un pilote puisse relayerl'autre sans que des manoeuvres brusques soient engendrées dans le système de commande. C'est la raison pour laquelle chacune des commandes prévues pour le pilote est normalement solidarisée mécaniquement

à la commande correspondante prévue pour le copilote.

Ces solidarisations sont en majeure partie mécaniques,

étant donné que les dispositifs de commande et les capteurs hy-

drauliques ou électriques requis pour éviter ces accou-

plements mécaniques sont trop encombrants et réagissent

trop lentement pour cette utilisat ion.

Afin de remédier à certaines des déficiences

mentionnées ci-dessus, des essais ont été entrepris an-

térieurement dans le but de mettre au point des systèmes de commande à "bras latéral" pouvant être manoeuvrés par

un pilote alors que la main de celui-ci repose sur l'ac-

coudoir d'un siège. De même, dans les aéronefs ou les astronefs dans lesquels les pilotes doivent supporter d'importantes forces de gravitation, le rembourrage dont est garni le siège du pilote, a conduit à l'utilisation

de certains systèmes de commande du type à bras latéral.

Les systèmes de commande spécifiques à bras latéral qui se sont avérés satisfaisants dans une certaine mesure, sont limités à deux axes qui sont normalement l'axe de

tangage et l'axe de roulis. Toutefois, ces systèmes im-

pliquent l'utilisation, de la manière habituelle, de vo-

lets de commande des gaz ou de pédales et de

leviers de commande de pas collectif, si bien que le pi-

lote doit s'écarter de son siège pour atteindre les com-

mandes manuelles, tout en étant contraint d'établir sa position par rapport à l'emplacement des pédales, ce qui

empêche également un désencombrement maximum du cockpit.

On a également tenté de réaliser des systèmes de commande à bras latéral pouvant être manoeuvrés sur plus

de deux axes. Ces systèmes de commande peuvent compren-

dre des commandes de tangage, de roulis et de'mouvement de lacet ou de tangage, de roulis et de pas collectif (ou un volet de commande des gaz dans le cas d'un aéronef à voilure fixe). Toutefois, les systèmes de commande à bras latéral conçus pour contrôler trois axes ou plus présentent un défaut universel dû à l'accouplement transversal entre les axes. C'est ainsi que le contrôle du tangage et du mouvement de lacet par un déplacement du levierde commande vers l'avant et vers l'arrière, ainsi que vers la droite et vers la gauche ne permet pas, dans

un hélicoptère, de contrôler en imiême temps le pas col-

lectif moyennant un déplacement du même levier de commande

vers le haut et vers le bas, étant donné que toute ten-

dance à déplacer le levier de conuiiande vers l'avant et vers l'arrière entraîne également, dans une certaine mesure, un déplacement de ce dernier vers le haut et vers le bas (et vice versa). On pense qu'il s'agit là d'un problème inhérent à la façon dont la main humaine est articulée à l'avant-bras, avec essentiellement un pivot

au poignet, ce qui est en contradiction avec 'e pivote-

ment d'un système de commande à bras latéral comportant trois axes ou plus, étant donné que le mouvement naturel

du poignet humain provoque un couplage entre les mouve-

ments du levier de commandedans les différents axes. La

1S même remarque est valable en ce qui concerne les mouve-

ments de rotation lorsqu'ils sont combinés avec des mou-

vements avant/arrière et gauche/droite.

Afin de réduire le poids des aéronefs, d'assurer la redondance dans de-s systèmes destinés à accroître la fiabilité et la sécurité, ainsi que de tirer profit de la

technologie moderne (par exemple, celle relative aux or-

dinateurs), on a effectué certaines études sur les sys-

tèmes de commande de "vol-par-fils",qui sont caractéri-

sés par des capteurs et des dispositifs de commande raccordés

électriquement et/ou optiquément pour éviter des solida-

risations mécaniques dans un aéronef. Dans ce cas, le

tringlage mécanique spécifique actionnant un servoméca-

nisme d'appoint pour localiser les gouvernes d'un aéro-

nef pourrait être remplacé par un capteur électrique de position commandant à son tour un dispositif de commande électrohydraulique. Toutefois, jusqu'à présent, on a

éprouvé des difficultés à réaliser des systèmes de vol-

par-fils pouvant provoquer une synchronisation entre les commandes du pilote et du copilote sans donner lieu à un accroissement de complexité exagéré et l'utilisation d'un appareil monté dans le cockpit. En conséquence,

dans les systèmes de vol-par-fils conçus pour être uti-

lisés dans les aéronefs équipés de commandes communes, on a alors proposé spécifiquement des solidarisations mécaniques entre les commandes du pilote et du copilote, ainsi que des transducteurs électriques raccordés au seul accouplement mécanique. Ce système est nécessaire du fait que la position, par exemple, du levier de commande de pas cyclique dans un hélicoptère ou du volant d'un aéronef à voilure fixe, doit être la même aux postes du pilote et du copilote s'il doit y avoir transfert de commande entre ces derniers. Toutefois,les mouvements ou les positions de ces commandes ne peuvent

être aisément synchronisés par des moyens autres que mé-

caniques en raison de la difficulté inhérente d'obtenir des systèmes appropriés à poursuite rapide qui ne soient

pas trop encombrants.

La présente invention a notamment pour objet de

fournir des commandes d'aéronefs qui réduisent l'encom-

brement du cockpit, offrent une meilleure visibilité,

atténuent la fatigue du pilote et supportent des systè-

mes de commande de vol-par-filset/ou de vol-par-lampes.

La présente invention est basée sur une décou-

verte faite par la Demanderesse et suivant laquelle l'ac-

couplement entre les axes de systèmes de commande à bras latéral comportant trois axes de commande ou plus est

supprimé en utilisant un levier de commande réa-

gissant à une force, sans qu'un mouvement perceptible soit requis pour fournir les entrées d'application de force nécessaires. La présente invention est également basée sur une autre découverte faite par la Demanderesse et selon laquelle unlevier de commande à plusieurs axes réagissant à une force assure une meilleure transmission

d'instructions à un système de commande d'aéronef lors-

qu'il est utilisé comme dispositif de réglage de compen-

sation dans un système faisant appel à des parcours in-

tégraux et proportionnels d'avance avec une caractéristi-

que de réponse appropriée di'un ordre de grandeur corres-

pondant au temps de réaction dit pilote vis-à-vis de la réponse de l'aéronef aux ordres qui lui sont transmis

via le levier de commande réagissant à une force.

Suivant l'invention, un levier de commande pou- vant être manoeuvré dans plus de deux axes réagit à une force appliquée dans plusieurs axes par le pilote pour

transmettre des instructions intégrales proportionnel-

les et relativement rapides à des dispositifs de coman-

de de pleine autorité et à action rapide déterminant

la position des gouvernes.

Suivant l'invention, on utilise, pour la trans-

mission d'instructions à un système de commande, un levier de commande pouvant être manoeuvré dans trois ou quatre axes et réagissant à une force se situant dans un

intervalle approprié, sans que soit engendré un mouve-

ment perceptible pour le pilote se trouvant aux comman-

des de l'aéronef en vol. Suivant un autre aspect de la

présente invention, des signaux électriques émis au dé-

part d'un levier de commande sont utilisés pour trans-

mettre des ordres proportionnels et intégraux à des dis-

positifs de commande qui règlent la position des gouver-

nes de l'aéronef, de telle sorte que les signaux élec-

triques introduits par le pilote règlent un point de compensation continuellement mis à jour dans chacun des

axes commandés.

L'utilisation conjointe d'un levier de commande de force à plusieurs axes et d'un système de commande proportionnel et intégral suivant la présente invention permet, à un pilote, de commander un aéronef en réponse

aux changements qu'il perçoit dans l'attitude, l'altitu-

de, la vitesse, le cap et analogues, des ordres étant

transmis par le pilote uniquement lorsqu'il désire appor-

ter-un changement dans la réponse de l'aéronef, ce qui

constitue un concept de commande de vol d'aéronef entiè-

rement nouveau (vol à compensation).

La présente invention offre, pour la première

fois, la possibilité d'utiliser un seul levier de com-

mande (par exemple, sur un système de commande à bras latéral) destiné à commander trois ou quatre axes sans aucun couplage entre ces derniers. L'invention permet de réduire sensiblement la fatigue du pilote, étant

donné que celui-ci ne doit pas prendre une position in-

confortable et se mouvoir exagérément comme c'est le

cas avec les systèmes de commande habituels qui dépen-

dent d'une position déterminée. Etant donné qu'elle permet un vol à un point de compensation constamment mis à jour dans chacun des axes commandés, l'invention évite de devoir envisager une synchronisation entre

les leviers de commande prévus pour le pilote et le co-

pilote. L'invention permet également de suppprimer les leviers de commande, pédales et autres organes

classiques volumineux qui gênent la visibilité en di-

rection des instruments et de l'environnement extérieur en occupant en outre un espace excessif. L'invention

réduit le travail imposé au pilote sans aucunement com-

promettre la maniabilité de l'aéronef. -L'invention permet, pour la première fois, le pilotage d'un aéronef

sans l'utilisation des pieds et en gardant une main li-

bre. De plus, l'invention fournit des systèmes de com-

mande d'aéronefs hautement perfectionnés et d'un coût qui, par inhérence, peut être inférieur à celui des systèmes

classiques à pédales et leviers de commande. L'inven-

tion peut être aisément mise en oeuvre à la lumière des enseignements spécifiques décrits ci-après, en faisant appel à un appareillage et à une technologie qui rentrent

parfaitement dans les compétences de l'homme de métier.

Les objets, caractéristiques et avantages préci-

tés de la présente invention, ainsi que d'autres appa-

raîtront plus clairement à la lecture de la description

détaillée ci-après de formes de réalisation données à ti-

tre d'exemple et en se référant aux dessins annexés dans lesquels:

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la figure i est une illustration en perspective

d'un système de commande à I)ras latéral suivant l'in-

vention; la figure 2 est un schéma de principe simplifié d'un système de commande d'hélicoptère suivant la pré- sente invention; la figure 3 illustre les caractéristiques de

réponse pouvant être adoptées dans le système de comman-

de de la figure 2;

la figure 4 est une illustration schématiquesim-

plifiée d'un mode de mise en oeuvre d'une caractéristi-

que de la figure 3 dans le système de la figure 2; la figure 5 illustre une autre caractéristique de réponse; et la figure 6 est un schéma de principe partiel d'une modification apportée au système de la figure 2

pour fournir des indications sur la réserve de puissance.

En se référant à la figure 1, un système de com-

mande à bras latéral 10 suivant l'invention peut com-

prendre un levier de commande 12 monté sur un assemblage de transducteur de- détection 13 disposé sur un bras 14 d'un siège 16 prévu pour le pilote. Le bras 14 peut être articulé en 18 afin de pouvoir pivoter vers le haut-et vers-l'extérieur, ce qui permet d'avoir accès au siège ou, éventuellement, d'éloigner le système de commande à bras latéral 10 du voisinage de la main d'un passager. Comme le montre la figure 1, le système de commande à bras latéral 10 peut être déplacé sur quatre axes, à savoir, outre un mouvement de rotation, vers l'avant et vers l'arrière, vers la droite et vers la gauche, ainsi que vers le haut et vers le bas. L'axe avant-arrière peut être en relation avec le tangage de l'aéronef et commander ainsi le canal de pas cyclique

longitudinal d'un-hélicoptère ou le gouvernail de pro-

fondeur d'un aéronef à voilure fixe. L'axe droite-

gauche du système de commande 10 peut être utilisé pour contrôler le roulis et commander ainsi le canal de pas cyclique latéral d'un hélicoptère ou les ailerons d'un aéronef à voilure fixe. L'axe de rotation du système de

commande 10 peut être utilisé pour contrôler le mouve-

ment de lacet et commander ainsi le canal de pas du ro-

tor de queue d'un hélicoptère ou le gouvernail de direc-

tion d'un aéronef à voilure fixe. L'axe haut-bas du système de commande 10 peut contrôler la sustentation

et la vitesse en commandant ainsi le canal de pas col-

lectif d'un hélicoptère ou le volet de commande des gaz et/ou le pas des pales d'hélice du groupe moteur d'un

aéronef à voilure fixe.

Suivant un aspect de l'invention, le système de commande 10 est un système de commande de force capable de réagir à des forces sensiblement distinctes qui lui sont appliquées par le pilote dans un ou dans l'ensemble des quatre axes (ou, éventuellement, dans trois axes), sans qu'un mouvement doive être imprimé au levier de commande, si ce n'est le mouvement minimum requis pour détecter la force et qui est imperceptible pour le

pilote contrairement aux forces appliquées par ce der-

nier. La réponse du levier de commande aux forces qui

lui sont appliquées et sa capacité de détecter ces for-

ces en ne permettant lui-même aucun mouvement de quelque

importance dans la direction de la force appliquée, évi-

tent tout antagonisme entre le mouvement naturel et les

réflexes de position d'une main et d'un avant-bras hu-

mains en offrant ainsi la possibilité de transmettre des signaux d'entrée dans l'ensemble des quatre axes sans qu'il y ait couplage entre ces derniers (c'est-à-dire sans qu'un mouvement vers le haut tende également à être un mouvement vers l'arrière, et analogues). Un levier

de commande de force à mouvement imperceptible de ce ty-

pe est aisément disponible dans le commerce et l'on men-

tionnera notamment le modèle "404-G517" fabriqué par la

"Measurement Systems, Inc.", Norwalk, Connecticut, Etats-

Unis d'Amérique. On pourrait aisément utiliser d'au-

tres types de leviers de commande, la seule condition requise pour la mise en oeuvre de la présente invention étant que le levier de commande doit être suffisamment rigide dans tous les axes et présenter des caractéristiques de mesure de forces suffisamment sensibles pour

que l'on puisse obtenir un intervalle approprié de sen-

sibilités aux forces (par exemple, un intervalle de l'ordre de 0 à]8 kg dans l'une ou l'autre direction de

- chaque axe), cependant que le mouvement requis pour dé-

tecter ces forces (par exemple, au moyen de jauges de contraintes mesurant la déviation infime résultant de la force appliquée) reste imperceptible pour le pilote

exécutant des manoeuvres en vol. Par l'expression "im-

perceptible", on entend que le mouvement résultant de

l'application de forces adéquates pour commander l'aé-

ronef est à ze point léger qu'il n'y a essentiellement

aucune sensation de mouvement et, partant, aucun cou-

plage entre axes suite à un mouvement manuel.

Ainsi qu'on l'a décrit ci-dessus, un aspect de l'invention réside dans la découverte selon laquelle on réalise un levier de commande à plusieurs axes pouvant

être utilisé pour commander trois ou quatre axes de ré-

ponse d'un aéronef, sans couplage entre eux, grâce à un levier de commande réagissant uniquement à une force et ce, avec un mouvement imperceptible. Toutefois, l'application d'une force à peu près constante constitue, par inhérence, une source de fatigue. Le maintien de forces constantes dans trois ou quatre axes en même temps peut évidemment être une

source de fatigue supplémentaire.

De plus, on a constaté que des manoeuvres rapides dans plusieurs axes, par exemple, lorsqu'il s'agit de négocier un virage de 1800 avec un hélicoptère au cours

d'un vol stationnaire et dans un vent soufflant en rafa-

les, constituaient.une tâche difficile à accomplir lors-

que l'ensemble des quatre axes de l'hélicoptère doit

être commandés d'une seule main. Bien que l'on ne com-

prenne pas parfaitement toutes les relations existant entre les facteurs humains, notamment le fonctionnement de la main elle-même et la réaction d'un pilote à la réponse d'un aéronef, on pense que la difficulté précitée est la conséquence des commandes coordonnées qui doivent être effectuées dans deux axes ou plus au cours de ces manoeuvres complexes. Le levier de commande de

force de la présente invention se différencie des sys-

tèmes de commande classiques dans lesquels l'aéronef réagit aux positions des commandes, lesquelles peuvent être réglées aisément etavecprécisionà l'intervention de l'oeil et de la réaction à la position relative des membres du corps humain (par exemple, la position de la main

par rapport au genou). Il diffère également des systè-

mes de commande classiques qui attribuent diverses tâ-

ches à différents membres du corps qui y sont accoutumés, seul le levier de commande ou le volant exigeant une coordination d'une seule main pour les axes de tangage

et de roulis de la commande.

Suivant un deuxième aspect de l'invention, on résout les problèmes précités associés à un levier de

commande de force à plusieurs axes en prévoyant un sys-

tème de commande comportant un dispositif de poursuite

de compensation précis. En d'autres termes, toute in-

troduction de données effectuée par le pilote est utili-

sée pour établir un nouveau point de compensation ou de référence de la commande pour l'axe concerné. Dès lors, suivant l'invention, le pilote réagit à ses observations

concernant l'attitude, la vitesse et l'altitude de l'aé-

ronef, ainsi que les changements survenant dans ces pa-

ramètres, par observation visuelle ou par lecture des instruments, et il règle essentiellement la position de compensation courante des gouvernes de l'aéronef pour y

apporter les corrections requises.

En se référant à présent à la figure 2, dans un système de commande suivant la présente invention, on utilise un levier de commande de force à quatre axes du type décrit en se référant à la figure 1. Le levier de commande de force 10 comporte plusieurs sorties 20-23 auxquelles sont émis des signaux dont la tension est une

fonction connue de la force appliquée dans l'axe verti-

cal, longitudinal, latéral ou de rotation du levier de commande 10. Dans le levier de commande 10 décrit en se

référant à la figure 1, chaque axe est bilatéral, engen-

drant ainsi des tensions de polarités respectivement op-

posées pour un mouvement vertical vers le haut et vers le bas, pour un mouvement longitudinal vers l'avant et vers l'arrière, pour un mouvement latéral vers la droite

1S et vers la gauche, ainsi. que pour un mouvement de rota-

tion dans le sens des aiguilles d'une montre et dans la direction inverse. De même, pour le levier de commande

de force décrit ci-dessus, les tensions sont une fonc-

tion à peu près linéaire de la force appliquée. Toute-

fois, il ne s'agit pas là d'une condition indispensable; étant donné que plusieurs circuits de conditionnement de signaux 24-27 (un pour chacune des sorties 20-23) peuvent être utilisés pour établir, sur des lignes de signaux 28-31, une relation spécifique tension/force constituant

l'entrée de signaux réelle pour le système de commande.

Un exemple de conditionnement de signaux assuré

* par le circuit 26 est illustré par un diagramme en figu-

re 3. Dans ce diagramme, l'abscisse désigne la force latérale dirigée vers la gauche ou vers la droite et l'ordonnée désigne la tension présente sur la ligne 30

à la sortie du circuit 26. Ce conditionnement de si-

gnaux est évidemment un conditionnement de tension à ten-

sion dépendant de la relation force/tension du signal

présent sur la ligne 22. Toutefois, en termes du résul-

tat fonctionnel désiré dans l'exemple dont question ici, la figure 3 montre qu'une bande morte d'environ 0,23 kg peut être prévue vers la droite ou vers la gauche, de façon à réduire les risques d'iintroduction accidentelle

de données par le pilote, ainsi que toute tendance vir-

tuelle à une dérive autour du centre latéral zéro de la force du levier de commande. Cette caractéristique est essentielle pour éviter une intégration accidentel-le à long terme de signaux infimes, ainsi qu'on le décrira ci-après. Dès lors, une zone assez sensible peut être prévue dans chaque direction pour les forces se situant entre 0,23 et 1,22 kg, ce qui peut donner lieu à un accroissement linéaire de la tension de sortie de 0 volt

à 8/10 volt (dans la polarité correcte). Comme le mon-

tre la figure 3, en présence de forces dépassant envi-

ron 1,22 kg dans l'une ou l'autre direction, la tension de sortie du circuit 26 (figure 2) peut s'élever en fonction de la force, assurant ainsi un fonctionnement très sensible à des forces de faible amplitude, tout en garantissant, au besoin, une réponse rapide de pleine autorité dans le système de commande. Dans le diagramme de la figure 3, la relation tension/force est illustrée

sous forme d'une pente croissante et non linéaire. Tou-

tefois, la configuration particulière sous laquelle cet-

te relation est représentée, peut être adaptée pour ré-

pondre à n'importe quel mode de mise en oeuvre de la présente invention et ce, en fonction d'autres facteurs

du système de commande, par exemple, les caractéristi-

ques des servomécanismes hydrauliques, ainsi que les ca-

ractéristiques de vol de l'aéronef et la réponse souhai-

tée de ce dernier, toutes ces données rentrant dans les

compétences de l'homme de métier.

Un exemple de la façon dont on peut réaliser ai-

sément le conditionnement de signaux illustré en figu-

re 3, est représenté en figure 4 qui montre un mode d'agencement possible d'amplificateurs judicieusement polarisés et limités pour assurer un conditionnement

composite du signal tel qu'il est illustré en figure 3.

En figure 4, le circuit de conditionnement de signaux

26 peut comprendre six amplificateurs 26a-26f. Les am-

plificateurs à bande morte 2ba et 26b ont chacun un gain

de zéro jusqu'à ce qu'une tension représentant une for-

ce de 0,23 kg soit atteinte, après quoi ces amplifica- teurs assurent des gains linéaires de un, ce qui donne

simplement une bande morte de + 0,23 kg. Les amplifica-

teurs démultiplicateurs à gain 26c et 26d définissent la zone à faible sensibilité aux forces en donnant le gain de zéro pour des forces dirigées dans la direction opposée et, pour n'importe quelle tension passant par

les amplificateurs à bande morte 26a, 26b, un gain li-

néaire de 0,44 volt par kg jusqu'à un maximum de 1,76 volt par kg, valeur à laquelle la sortie est alors bloquée ou limitée. Les amplificateurs à gain élevé 26e et 26f assurent le gain élevé pour des forces impor-

tantes comme.-illustré de manière non linéaire par une

pente croissante en figure 3. En conséquences, ces am-

plificateurs ont un gain de zéro jusqu'à ce que la sor-

tie des amplificateurs démultiplicateurs à gain 26c, 26d atteigne 4 volts, après quoi le gain augmente jusqu'à la

limite du signal d'entrée. Les sorties des amplifica-

teurs démultiplicateurs et à gain élevé 26c-26f sont ad-

ditionnées dans une jonction de sommation 26g qui peut comprendre un amplificateur spécial de sommation ou le réseau d'entrée à un dispositif à gain proportionnel et/ ou intégral qui sera décrit ci-après en se référant à la

figure 2.

Les canaux de commande de tangage et de mouvement de lacet peuvent avoir un conditionnement dé signaux

fournissant des caractéristiques semblables à celles dé-

crites en se référant à la figure 3. En fait, l'inven-

tion a été mise en oeuvre avec une caractéristique de ca-

nal de commande de tangage identique à la caractéristi-

que de canal de commande de roulis illustrée en figure 3, ainsi qu'avec une caractéristique de conditionnement de 15. signaux de canal de comiiiande de mouvement de lacet qui diffère de la caractéristique de roulis illustrée en figure 3 uniquement du fait que le gain atteint 19,56 volts par m.kg de couple et que la bande morte est de + 0,003 m.kg.

D'autre part, le canal de commande de pas col-

lectif peut avoir une courbe de configuration différen-

te se caractérisant par un changement négatif de pente vis-à-vis de la force. Comme le montre la figure 5, le canal vertical peut exiger une force de 18 kg pour des entrées maxima du levier de commande (au lieu de 9 kg comme c'est le cas dans les axes droite-gauche et avant-arrière). On peut utiiliser une bande morte de + 0,45 kg, le gain linéaire pouvant être de l'ordre de 0,41 volt par kg pour un mouvement dirigé vers le haut

et de l'ordre de 1,76 volt par kg pour un mouvement di-

rigé vers le bas, cette bande morte pouvant cependant aller jusqu'à 3,62 kg dans le sens négatif. En outre, comme le montre la figure 5, pour compenser la retombée dans la relation existant entre le pas collectif et la vitesse aérodynamique, les pentes illustrées dans cette

figure peuvent être le plus avantageusement décroissan-

tes (et non croissantes comme c'est le cas dans les ca-

naux de commande de tangage, de roulis et de mouvement

de lacet). En tout cas, la figure 4 illustre la faci-

lité avec laquelle la bande morte positive ou négative peut être réglée indépendamment, tout en permettant de

combiner plusieurs gains et limites pour chaque direc-

tion dans l'un ou l'autre des différents axes afin d'ob-

tenir une caractéristique de tension désirée vis-à-vis de la force appliquée au levier de commande dans l'une ou l'autre direction de chaque axe. De la même manière,

par consultation d'une table ou par des calculs effec-

tués en utilisant des constantes recherchées dans une

table et en se basant sur les amplitudes de tension pré-

sentes sur les lignes 20-23, les caractéristiques du ty-

pe illustré dans les figures 3 et 5 peuvent être déter-

minées numériquement dans un calculateur numérique tel

que celui décrit et revendiqué dans la demande de bre-

vet des Etats-Unis d'Amérique N0 938.583 déposée le 31 août 1978 aux noms de Murphy et Clelford et ayant pour titre "FAIL-OPERATIONAL, FAIL-SAFE MULTI-COMPUTER CONTROL SYSTEM" (= Système de commande opérationnel à

plusieurs calculateurs et à sécurité intégrée).

En se référant à la figure 2, les signaux condi-

tionnés émis sur les lignes 28-31 sont transmis à plu-

sieurs amplificateurs 32-39, les amplificateurs 32-35 étant des amplificateurs proportionnels, tandis que les

amplificateurs 36-39 sont des amplificateurs intégra-

teurs. En conséquence, les amplificateurs 32-39 confè-

rent, aux gouvernes de l'aéronef, un gain proportionnel plus intégral du signal introduit par le pilote. Chacun

des amplificateurs émet un signal sur une ligne corres-

pondante 40-47, ces signaux de sortie étant additionnés

dans des jonctions de. sommation associées 50-53 conjoin-

tement avec des signaux de contre-réaction correspon-

dants émis sur des lignes associées 54-57. La sortie de chaque jonction de sommation est un signal d'erreur de

position émis sur une ligne associée 60-63 et qui com-

mande un amplificateur approprié 64-67, lequel commande à son tour une soupape électromagnétique 70-73 d'un servomécanisme hydraulique 74-77. Trois servomécanismes 74-76 transmettent des impulsions mécaniques d'entrée -82 à un mélangeur 84 qui, à son tour, transmet des

impulsions mécaniques d'entrée 86-88 à un plateau oscil-

lant 90, lequel commande le pas des pales d'un rotor

principal 92. Le servomécanisme de commande de mouve-

ment de lacet 77 établit une solidarisation entre l'ac-

couplement mécanique 94 et un palonnier 96 commandant le

pas des pales du rotor de queue 98.

Chacun des servomécanismes 74-77 comporte un cap-

teur de position correspondant 100-103 qui émet, sur une ligne associée 104-107, un signa]-électrique indiquant

la position de la sortie mécanique 80-82, 94 du servo-

mécanisme correspondant. Ces signaux sont appliqués, via des amplificateurs associés 108-111, aux lignes de réaction 54-57, en vue d'un isolement et d'un cadrage appropriés. A n'importe quel moment donné, chacun des servomécanismes occupe une position particulière et,

si une position différente de celle-ci doit être comman-

dée, cela se manifeste par l'émission d'un signal sur une des lignes 6063, lesquelles, par l'intermédiaire

des amplificateurs 64-67, transmettent une force ma-

gnétique à la soupape électromécanique 70-73 afin de faire dévier cette dernière et créer un déséquilibre dans le servomécanisme, de telle sorte que le fluide hydraulique sous pression appliqué par une conduite 112

au départ d'une source 113 déplace le piston hydrauli-

que et, partant, les sorties mécaniques 80-82 et 94 pour

assurer l'action souhaitée. L'ensemble des servoméca-

nismes et des appareils 64-113 de l'hélicoptère sont de conception classique. Toutefois, les servomécanismes

74-77 doivent être des servomécanismes à commande élec-

trique de pleine autorité et à grande vitesse plutôt que les servomécanismes d.' a p p o i n t à compensation électrique du type utilisé jusqu'à présent

dans la technique-pour commander les gouvernes d'un aé-

ronef. Des servomécanismes appropriés pour une utilisa-

tion suivant la présente invention sont aisément dispo-

nibles dans le commerce.

Le nouveau mode de commande de vol suivant l'in-

vention apparaîtra clairement en considérant la fonction

d'un des axes du système de commande illustré en figure 2.

Par exemple, si le pilote désire un plus grand pas col-

lectif, il pousse le levier de commande vers le haut, ce qui a pour effet d'émettre un signal électrique sur la

ligne de sortie d'axe vertical 20 en fonction de l'ampli-

tude de la force exercée verticalement sur le levier de

commande. Ce signal sera converti en un niveau confor-

mément au circuit de conditionnement de signaux 24

(c'est-à-dire celui illustré à titre d'exemple en figu-

re 5) en vue d'émettre un signal de commande de pilotage sur la ligne 28. Instantanément, l'amplificateur pro- portionnel 32 amplifie le signal émis sur la ligne 28 et l'applique à la ligne 40 en guise de signal d'entrée

pour la jonction de sommation 50, ce qui provoque auto-

matiquement un déséquilibre dans la sortie de cette der-

nière, puisqu'aussi bien le servomécanisme 74 ne peut

déplacer instantanément la liaison mécanique 80; en con-

séquence, le capteur'de position 100 émettra, sur la li-

gne 54, un signal qui sera transmis à la jonction de

sommation 50 pour indiquer la position initiale instan-

lS tanée de la liaison mécanique 80. Dès lors, la jonction de sommation 50 émet, sur la ligne 60, un signal qui est ensuite amplifié par l'amplificateur 64 et provoque un déséquilibre dans la soupape électromagnétique 70 pour amener le servomécanisme 74 à entraîner la liaison 70 dans la direction désirée. Les servomécanismes 74-77 sont sélectionnés pour pouvoir déplacer les gouvernes à % de leur capacité et ce, en un laps de temps très court de l'ordre d'une seconde. Suivant les gains du

circuit de conditionnement de signaux 24 et des ampli-

ficateurs 32, 64, une certaine pression exercée par le pilote peut donner lieu à l'émission d'un signal d'une amplitude suffisante à la soupape électromagnétique 70, si bien-que le servomécanisme 74 appliquera une pression hydraulique maximum à son piston et, partant, une force

d'accélération maximum à la liaison mécanique 80. D'au-

tre part, si le pilote utilise un signal faible, la composante proportionnelle initiale de ce signal ayant

passé par l'amplificateur proportionnel 32 via la jonc-

tion de sommation 50 et l'amplificateur 64, ne peut être

que légère et, par conséquent, ne provoquer qu'une se-

cousse du piston que renferme le servomécanisme 74.

Un système du type décrit ci-dessus faisant

uniquement appel à un gain proportionnel pourrait fonc-

tionner de manière parfaitement satisfaisante, si ce

n'était le fait que le pilote devrait maintenir conti-

nuellement une force égale à la position souhaitée du mécanisme pour une mise en équilibre avec le signal de réaction émis, par exemple, sur la ligne 54, même au

cours d'un vol de longue durée et sans que des change-

ments soient apportés aux gouvernes, ce qui pourrait évidemment être une cause de fatigue sur une période de plusieurs dizaines de minutes. En outre, la fatigue

s'accentue du fait que les forces doivent être appli-

quées dans plusieurs axes (quatre si l'invention est

mise en oeuvre dans un mode à quatre axes) et ce, simul-

tanément.

De prime abord, le problème que pose cette fati-

gue pourrait sembler être aisé à résoudre par un systè-

me compensé du type utilisé dans les commandes classi-

ques d'aéronefs. Dans ces systèmes, les commandes de l'aéronef sont positionnées jusqu'à ce qu'on obtienne

les paramètres de vol désirés, après quoi les différen-

tes commandes sont compensées à leurs positions couran-

tes. Ce type de positionnement compensé maintient la

pédale, le volant ou le levier de commande dans une re-

lation physique mutuelle qui, vis-à-vis de l'aéronef,

représente la position correspondante souhaitée des gou-

vernes auxquelles ces commandes sont solidarisées.

Lorsque le pilote désire modifier la position des gou-

vernes vis-à-vis de l'une ou l'autre des commandes, il réengage la commande particulière dans la position dans

laquelle elfe était maintenue en mode de compensation.

Il peut alors déplacer la commande dans une position

différente à l'encontre de l'action d'un cliquet à res-

sort ou analogues, pour réengager ensuite le dispositif de compensation ou alors, comme c'est habituellement le cas, il peut désolidariser le dispositif de compensation

vis-à-vis de la commande particulière qu'il désire ré-

gler et déplacer ensuite cette dernière dans une nou-

velle position avant de réengager le dispositif de com-

pensation. Toutefois, il est littéralement impossible de compenser un seul axe à un moment déterminé dans un levier de commande de force manoeuvré d'une seule main et à trois ou quatre axes et ce, en raison de différents

facteurs: en premier lieu, dans un système proportion-

nel actionné par une force, si l'engagement du disposi-

tif de compensation est effectué au moyen de boutons

prévus sur le levier de commande lui-même qui est ma-

noeuvré d'une seule main, le simple mouvement du pouce ou d'un autre doigt pour engager le bouton modifiera les forces exercées dans un ou plusieurs axes, si bien que la compensation sera effectuée à un point inopportun; en deuxième lieu, il est pratiquement impossible de

rétablir, dans le levier de commande, la commande de for-

ce à laquelle; le dispositif de compensation peut avoir

été engagé, lorsqu'on désire libérer ce dernier et uti-

liser le levier de commande de force pour établir un nouveau point de compensation (même si l'on prévoit des

appareils de mesure de forces, la libération du disposi-

tif de compensation dans trois ou quatre axes à la fois

pourrait nécessiter une mise en équilibre, par comparai-

son visuelle, entre la force réelle exercée dans le le-

vier de commande et la force de compensation, ce qui se-

rait pratiquement impossible); en troisième lieu, la

compensation réelle du levier de commande de force lui-

même pourrait nécessiter un servomécanisme microsensible de maintien de force ou de position très particulier dans

chacun des quatre axes, réduisant ainsi tous les avanta-

ges que peut offrir un système de commande à bras laté-

ral, suite à l'introduction de nouvelles complexités dans le système. Enfin, la compensation sur une base de temps à l'aide de signaux électroniques en dents de scie dans le but de maintenir un dispositif de commande dans

2479 133

la mwêmie position que le levier de commande de force, n'est pas pratique du fait que le pilote doit relâcher progressivement la force qu'il exerce afin de l'accorder avec le signal de compensation en dents de scie. Pour toutes les applications pratiques, c'est là une tâche impossible. Toute discordance entre le relâchement de

la force exercée par le pilote sur le système de comman-

de et le signal en dents de scie entraîne des réactions

transitoires inacceptables de l'aéronef. De plus, lors-

que les forces exercées dans trois ou quatre axes doi-

vent être toutes réglées simultanément à l'aide d'une seule main, il est d'autant plus difficile de régler à

la fois l'ensemble des quatre axes au cours de manoeu-

vres imposant des charges de travail importantes au pi-

lote, telles que des manoeuvres d'approche du sol dans le cas d'un hélicoptère (par exemple, à l'approche de navires de chargement), ainsi qu'au cours de manoeuvres de décollage ou d'atterrissage d'un aéronef de n'importe quel type par vents forts soufflant de travers ou dans

des conditions atmosphériques analogues.

Suivant un autre aspect de l'invention, on pré-

voit un dispositif de poursuite des signaux de commande transmis par le levier de commande de force à plusieurs axes. Dans un exemple de mise en oeuvre de l'invention,

cette poursuite est assurée par des gains intégraux pré-

dictifs engendrés par les amplificateurs 36-39 montés en

parallèle avec les amplificateurs proportionnels 32-35.

C'est ainsi que, dans l'exemple de mise en oeuvre donné ci-dessus, dès que le pilote applique une force d'entrée

indiquant qu'il désire apporter un changement à la posi-

tion de la liaison 80, l'effet instantané est créé par un signal transmis à l'amplificateur proportionnel 32, ainsi qu'on l'a décrit ci-dessus. Toutefois, avant que le servomécanisme 74 ne puisse atteindre une position

provoquant une mise en équilibre entre le signal de réac-

tion émis sur la ligne 54 et le signal de commande pro-

portionnel émis sur la ligne 40, l'amplificateur inté-

grateur 36 commence à émettre, sur la ligne 44, un si-

gnal croissant ayant la même polarité que le signal émis sur la ligne 40. Les amplificateurs intégrateurs 36-39 sont pourvus de constantes de temps, de façon à

pouvoir prendre en charge l'ensemble de la commande intro-

duite par le pilote en une tranche de temps qui est

fonction de la réaction du pilote à la réponse de l'aé-

ronef et qui est de l'ordre d'une seconde ou presque.

C'est ainsi que, dans un cas spécifique, si le pilote désire compenser la gouverne dans une certaine mesure,

il y introduit une très légère impulsion qui est immé-

diatement repoussée, ce qui lui permet d'obtenir le résultat souhaité, étant donné que le servomécanisme 74 réagira initialement au signal proportionnel émis sur la ligne 40 et que l'état d'équilibre sera rapidement atteint par 1'émission, sur la ligne 44, d'un signal compensant le signal de réaction émis sur laligne 54. Lorsqu'i1 désire apporter un changement important; mais lent dans la position d'une gouverne, le pilote peut exercer une

très faible force, de telle sorte que l'amplitude du si-

gnal émis sur la ligne 20 au départ du levier de comman-

de soit très faible et que celle du signal devant être intégré par l'amplificateur intégrateur 36 puisse être

réduite dans la même proportion. Toutefois, si le pilo-

te continue à appliquer une faible force pendant un cer-

tain laps de temps, suite à la présence continue du si-

gnal sur la ligne 20, l'amplificateur intégrateur 36 ac-

cumule continuellement sa sortie (jusqu'à un maximum li-

mité ainsi qu'on le décrira ci-après), si bien que le signal émis sur la ligne 44 peut aisément dépasser, de

plusieurs ordres de grandeur, le signal émis sur la li-

gne 40, ce qui pourrait amener le servomécanisme 74 à

continuer à faire pivoter la liaison mécanique 80 jus-

qu'à ce que le signal de réaction émis sur la ligne 44 concorde avec celui engendré par le gain proportionnel appliqué sur la ligne 40 et le gain intégral appliqué

sur la ligne 44.

Dans la pratique, on a constaté que la combinai-

son d'un transducteur de force (avec un mouvement imper-

ceptible) et de la commande proportionnelle plus inté-

grale réagissant à la force appliquée via le servoméca-

nisme permettait, au pilote, d'appliquer une force jus-

qu'à ce qu'il détecte une réponse souhaitée, pour ré-

duire ensuite cette force et la ramener à zéro lorsque

la partie à gain intégral du système établisse un équi-

libre avec le signal de réaction. Dès lors, chacun des quatre axes illustrés en figure 2 comporte un point de compensation flottant dans lequel chaque servomécanisme 74-77 a amené la liaison mécanique correspondante 80-82, 94-dans une position à laquelle le signal de réaction concerné émis sur une ligne 54-57 est en équilibre avec le signal de gain intégral émis sur la ligne 44-47. La commande de l'aéronef est, à tout moment, dans un mode

dans lequel le pilote règle cette position de compensa-

tion flottante dans n'importe quel axe en exerçant, dans

la direction désirée, une force d'une durée et d'une am-

plitude suffisantes pour obtenir le changement désiré dans le point de compensation flottant pour cet axe, au

rythme de changement souhaité. Du point de vue du pilo-

te, l'effet global est qu'il existe un point de compen-

* sation unique, en l'occurrence la force zéro exercée sur le système de commande (en réalité, les niveaux de force existant dans la zone de la bande morte). De plus, la force maximum ou le niveau de saturation du système de

commande de force a tendance à prendre moins d'importan-

ce, étant donné que la commande intégrale donne lieu à une vitesse de gouverne (spécifiquement, une commande

d'accélération de l'aéronef) pour l'application de n'im-

porte quelle force constante. Dès lors, le pilote ne

doit pas appliquer la force maximum au système de com-

mande pour atteindre la capacité de manoeuvre maximum de

l'aéronef, contrairement aux systèmes de commande clas-

siques à déplacement dans lesquels l'application d'une commande intégrale exige une manoeuvre maximum. Dès

lors, grâce à la présente invention, le pilote peut pi-

loterpar simple palpage du levier de commande ou en gar-

dant les mains libres au cours d'un vol en régime perma-

nent. En raison de la possibilité d'engendrer des com-

mandes de grande amplitude par intégration des signaux très faibles émis au départ du levier de commande de

force, il est essentiel que le-dispositif de condition-

nement de signaux établisse une bande morte pour chacune

des polarités de chaque axe du levier de commande.

En figure 2, la ligne 31 prévue dans le canal de commande de mouvement de lacet est raccordée à un amplificateur intégrateur supplémentaire 117 qui émet un signal intégral de la force de rotation sur une ligne

118 allant à un mécanisme de direction par volant 119.

Ce détail n'est pas essentiel pour l'invention, mais il

illustre le fait que,-si les pédales de commande de di-

rection sont supprimées dans un aéronef (par exemple pour assurer la visibilité vers le sol à l'emplacement des pieds du pilote et réduire en même temps le poids du système de commande), le levier de commande pourrait être utilisé a u s s i bien pour diriger l'aéronef au sol que pour exécuter les manoeuvres en vol. Comme illustré en haut de la figure 2, un signal est émis sur une ligne 114 pour indiquer l'impact de l'aéronef avec le sol, c'est-à-dire le moment o une roue ou un patin entre en contact avec ce dernier. Ce signal peut être émis par un "commutateur plat", ou être.dérivé d'une autre manière du mécanisme supportant les roues ou les patins de l'aéronef. Un tel signal est

habituellement prévu dans bon nombre d'aéronefs pour di-

verses applications, par exemple, pour empêcher le fonc-

tionnement de l'équipement de stabilité de pilotage au-

tomatique alors que l'aéronef se trouve au sol. Le si-

gnal émis sur la ligne 114 est appliqué à chacun des am-

plificateurs intégrateurs 36-39 et il est couplé pour agir à la manière d'un signal de maintien d'intégrateur:

suivant le mode de mise en oeuvre de l'invention, ce si-

gnal peut simplement désexciter un commutateur électro-

nique raccordé dans le parcours de réaction de l'inté-

grateur, de façon à isoler le condensateur intégrateur

vis-à-vis de l'entrée de l'amplificateur. En conséquen-

ce, lorsque l'aéronef touche le sol, le point de compen-

sation flottant est instantanément maintenu constant, et

le pilote achève alors la manoeuvre uniquement par l'in-

termédiaire du parcours proportionnel. Lorsque les mo-

teurs de l'aéronef sont coupés, les points de compensa-

tion flottants sont tous électriquement réduits à zéro,

soit par un repositionnement d'initialisation spécifi-

que, soit par d'autres moyens rentrant dans les compé-

tences de l'homme de métier. Ensuite, lors de la re-

mise en marche de l'aéronef, le signal émis sur la li-

gne 114 maintient tous les intégrateurs à leur valeur 2' d'initia]isation, -laquelle est de zéro. En conséquence, toute introduction de signaux parasites par le système de

commande au cours du roulement au sol ou lors d'un sta-

tionnement ne provoquera aucune intégration de signaux de commande-. De la sorte, le point de compensation de

toutes les gouvernes occupera en toute certitude la po-

sition neutre au cours du décollage, si bien qu'aucune en-

entrée de commande inopportune ne peut avoir lieu au début du dé-

collage. En conséquence, le décollage est exécuté par le pilote uniquement par l'intermédiaire de la boucle proportionnelle. Le signal émis sur la ligne 114 est également transmis à un inverseur 116 qui donne lieu à

un fonctionnement complémentaire de l'amplificateur in-

tégrateur 117 utilisé pour diriger l'aéronef au sol (si

cet appareil est requis).

On se référera à présent à la figure 6 qui four-

nit une indication de la réserve de puissance ou d'auto-

rité pouvant être requise dans des systèmes dans les-

quels on adopte la présente invention. Dans les systè-

mes classiques, la liaison mécanique réellement dépla-

cée par le pilote lorsqu'il manoeuvre un levier de com-

mande, un levier mécanique, un volant ou une pédale com-

prend des éléments réagissant à une position pour dé-

clencher des dispositifs avertisseurs lorsque la limite d'autorité dans un axe donné a été atteinte. En lieu et place de ces éléments réagissant à une position, on peut prévoir des éléments électroniques du type illustré en

figure 6. Par exemple, la sommation des signaux de sor-

tie proportionnels et intégraux peut être assurée par un circuit 50a auquel ne doit pas être ajouté le signal de réaction de position de la ligne 54, assurant ainsi la

présence d'un signal de commande de position sur une li-

gne 60a. Ce signal peut être comparé, dans une jonction

de sommation 120, avec une tension de-référence appro-

priée indiquant une autorité de 100% pour le canal don-

né, par exemple, au départ d'une source 122, de façon à

émettre, sur une ligne 124, un signal indiquant l'auto-

rité restante. Ce signal peut actionner un appareil de-

mesure 126 destiné à fournir, au pilote, une indication quantitative constante de l'autorité-restante, tandis

qu'il-peut également être appliqué à-un détecteur de ni-

veau 128 dont le signal de sortie émis sur une ligne 130 indiquera que 90% (ou une autre fraction) de l'autorité

totale doit être commandée couramment dans l'axe concer-

né. Ce signal peut être combiné, par exemple, dans un circuit OU 132, avec des signaux distincts émis sur des lignes 134 et indiquant que la limite seuil d'autorité est atteinte dans d'autres axes, de façon à émettre, sur une ligne 136, un signal avertisseur pouvant à la fois allumer une lampetémoin 138 et actionner un dispositif 140 - engendrant des secousses dans le levier de commande, ou

encore d'autres systèmes dtalarme classiques. En combi-

naison avec les lampes témoins et l'indicateur de ré-

serve de puissance (ou d'autorité), le dispositif 140 remplace les instruments de contrôle et le palpeur d'arrêt de commande utilisés pour avertir le pilote que la limite d'autorité maximum est atteinte (la commande s'arrête). En fait, les secousses engendrées dans le

levier de commande de force à mesure que l'axe particu-

lier se rapproche d'une limite constituent un signal d'alarme plus souhaitable que l'attente de l'arrêt de commande en usage dans les systèmes de détermination

de position.

Le système de l'invention dans lequel on utilise

le levier de commande de force particulier décrit ci-

dessus en se référant à la figure 1, a été utilisé avec succès pour la commande d'un hélicoptère léger. Dans

cette forme de réalisation, les circuits de conditionne-

ment de signaux 24-27 présentent les caractéristiques décrites ci-dessus en se référant aux figures 3-5. Les

gains des amplificateurs 32-39 ont été réglés pour obte-

nir des temps de réponse se situant dans l'intervalle allant d'une demiseconde à deux secondes. Par exemple, on a sélectionné une valeur de 1,25pour la constante K

de l'amplificateur intégrateur 36 et, avec l'introduç-

tion d'une force maximum appliquée verticalement sur le levier de commande 10 dans le but d'engendrer une tension maximum sur la ligne 20, le temps minimum requis pour une course complète du servomécanisme 74 dans l'une ou

l'autre direction est d'environ 1,5 seconde. La cons-

tante Kp prévue dans l'amplificateur 37 a été sélection-

née à 0,S et l'on a prévu un temps minimum d'environ 2 secondes pour une course complète du servomécanisme 75 dans l'une ou l'autre direction. La constante KR prévue dans l'amplificateur 38 a été sélectionnée à 1,0 et l'on a prévu un temps minimum d'environ 1 seconde pour une

course complète du servomécanisme 76 dans l'une ou l'au-

tre direction. Enfin, la constante Ky prévue dans l'am-

plificateur 39 a été sélectionnée à 1,25 et l'on a prévu un temps minimum d'environ 0,8 seconde pour une course

complète du servomécanisme 77 dans l'une ou l'autre di-

rection. Les gains sont en relation avec le gain du ca-

nal proportionnel correspondant; toutefois, ces gains sont réglés chacun en fonction de la relation de gain établie par les circuits de conditionnement de signaux 24-27, ainsi que des caractéristiques (telles que le

gain des servomécanismes) prévues dans le reste du sys-

tème, tous ces détails étant bien connus dans la techni-

que.

La description ci-dessus a été donnée essentiel-

lement en termes de commandes analogiques dans lesquel-

les on utilise des amplificateurs ayant des caractéris-

tiques d'intégration, des limites et des gains appro-

priés, tout en adoptant une sommation de tensionsanalo-

giques pour actionner les soupapes des servomécanismes.

Toutefois, l'invention peut également et, dans de nom-

breux cas, sera, de préférence, mise en oeuvre dans un système dans lequel le conditionnement, l'intégration

et la sommation des signaux, ainsi que d'autres fonc-

tions semblables sont tous assurés par un ou plusieurs calculateurs numériques dont un exemple est le système à deux calculateurs décrit dans la demande de brevet précitée des Etats-Unis d'Amérique. Pour la mise en oeuvre de l'invention dans un aéronef dans lequel on

utilise ces calculateurs, les sorties de tension du le-

vier de commande de force 10 pourraient être accessi-

bles via différentes entrées multiplexées couplées au convertisseur analogique-numérique illustré en figure 1 des dessins annexés à cette demande de brevet, tandis que les soupapes électromagnétiques 70-73 pourraient

être commandées de la manière illustrée dans les figu-

res 1 et 2 de cette demande de brevet. Evidemment, si l'on utilisait un système à deux calculateurs, ceux-ci pourraient être raccordés dans chacun des axes. D'autre part, on peut bien entendu utiliser éventuellement un

seul calculateur.

Le traitement de signaux auquel il a été fait allusion brièvement cidessus, pourrait être effectué, soit uniquement par consultation d'une table, soit par une combinaison de la recherche de constantes dans une table, suivie de calculs dans lesquels on utilise ces constantes. Toutes les techniques numériques requises

pour la mise en application des fonctions décrites ci-

dessus en se référant à la figure 2 sont bien connues

et utilisées couramment dans divers systèmes de comman-

de semblables d'aéronefs, mais non pour une commande se-

lon le nouveau mode élaboré par la présente invention.

L'invention est aisément mise en oeuvre avec des systèmes de commande de vol automatiques tels que des pilotes automatiques à contrôle d'altitude, de vitesse et de cap, ainsi que des systèmes d'accroissement de

stabilité qui compensent l'action de phénomènes exté-

rieurs modifiant l'attitude de l'aéronef, par exemple, les rafales de vent et analogues. Le couplage entre des systèmes de commande de vol automatiques et un système

de commande d'aéronef suivant l'invention.est rendu par-

faitement simple, étant donné que le vol jusqu'à un

point de compensation est déjà réalisable grâce à l'in-

vention, ce point de compensation pouvant être corrigé par le pilote automatique en fonction des signaux émis pardes gyroscopes, tandis qu'il est stabilisé par les systèmes d'accroissement de stabilité en fonction de la fréquence de ces signaux. Par exemple, les fonctions du

pilote automatique pourraient être additionnées et trans-

mises à l'entrée des amplificateurs intégrateurs appro-

priés 36-39, tandis que les signaux d'entrée de stabili-

té pourraient être additionnés dans les amplificateurs proportionnels 3235 ou dans les jonctions de sommation -53, faisant ainsi coïncider le point de compensation du pilote automatique avec le point de compensation réel mémorisé dans le parcours intégral du système. D'autre part, les fonctions du pilote automatique pourraient éventuellement être additionnées simplement dans les jonctions de sommation 50-53; dans ce cas, les écarts corrigés par le pilote automatique pourraient être des

signaux électriques d'entrée indiquant le décalage vis-

à-vis du point de compensation établi dans chaque axe par le parcours intégral de ce dernier. Dans l'un ou

l'autre cas, les signaux électriques émis par l'équipe-

ment de commande de vol automatique doivent être conve-

nablement conditionnés afin de tenir compte des diffé-

rences existant entre un système mécanique de détermina-

tion de position de type classique et le système décrit

dans la présente spécification. Par exemple, l'ampli-

tude des signaux de stabilité doit être maintenue à une

faible valeur de l'ordre de 5% ou 10% de la pleine auto-

rité, tandis que les signaux émis par le pilote automa-

tique doivent avoir une vitesse de variation limitée,

quoique agissant avec une pleine autorité. Si les si-

gnaux de stabilité du pilote automatique sont addition-

nés après le parcours -intégral, pour être ensuite ajou-

tés au point de compensation flottant suivant l'inven-

tion, le point de compensation pour les signaux de sta-

bilité doit être continuellement mis à jour par les si-

gnaux du pilote automatique, de telle sorte que le point médian de l'autorité de stabilité limitée puisse suivre les variations survenant dans le point de compensation du pilote automatique. En outre, toutes les techniques connues-et utilisées pour ces systèmes de commande de

vol automatiques sont directement applicables à la pré-

sente invention et elles n'impliquent aucune autre con-

sidération particulière lorsqu'il s'agit de les adopter

dans un système de commande d'aéronef suivant l'inven-

tion.

L'invention a été décrite principalement en réfé-

rence à un aéronef à voilure tournante (hélicoptère).

Toutefois, les principes de l'invention sont également applicables à des systèmes de commande utilisés dans les aéronefs à voilures fixes. Dans le cas d'un aéronef à voilure fixe, l'axe longitudinal pourrait commander le

gouvernail de profondeur, l'axe latéral pourrait comman-

der les ailerons, tandis que l'axe de rotation pourrait commander le gouvernail de direction. L'axe vertical pourrait être utilisé pour contrôler la vitesse et/ou la sustentation (par exemple, la poussée du moteur ou

le pas des pales de l'hélice) afin de répondre de la ma-

nière souhaitée à n'importe quel mode de mise en oeuvre particulier de l'invention. Evidemment, les constantes de temps et le conditionnement de signaux adoptés pour ce système pourraient être basés sur les compétences techniques en prévoyant une commande asservie pour les

surfaces aérodynamiques d'un aéronef à voilure fixe.

Toutefois, en dehors des caractéristiques décrites ci-

dessus, on ne doit tenir compte d'aucun détail particu-

lier lors de la réalisation d'un système de commande

d'aéronef à voilure fixe suivant l'invention.

La fonction du mélangeur mécanique 84 pourrait

éventuellement être remplie par des combinaisons de si-

gnaux électriques, dans un système de vol-par-fils sui-

vant l'invention. Les signaux pourraient alors comman-

der directement les servomécanismes principaux (non re-

présentés) prévus dans le plateau oscillant 90, lequel pourrait être électromagnétique ou analogues plutôt que

mécanique. En outre, les quatre axes du levier de com-

mande de force pourraient alors ne pas être en corres-

pondance biunivoque avec l'un ou l'autre servomécanisme particulier. Ce qui importe est que l'invention assure

une commande intégrale et proportionnelle sur un axe aé-

rodynainique de l'aéronef en réponse à l'introduction de forces dans un axe correspondant d.'un leyier de commande

comportant au moins trois axes.

De même, bien que l'invention ait été illustrée et décrite en se référant à certaines de ses formes de réalisation données à titre d'exemple, l'homme de métier comprendra que diverses autres modifications, omissions et adjonctions peuvent être envisagées sans se départir

de son esprit et de son cadre.

IZI.V1,NDICAT IONS

1. Système de commande pour un aéronef, ce sys-

tème comportant quatre axes de commande, a savoir un axe de commande de tangage, un axe de commande de roulis, un

axe de commande de mouvement de lacet et un axe de com-

mande de sustentation/vitesse, ce système de commande comprenant: plusieurs surfaces aérodynamiques orientables dont les positions commandent l'aéronef dans les quatre axes de commande; un élément de commande pouvant être manoeuvré par

un pilote pour engendrer des signaux de commande desti-

nés à régler les positions des surfaces aérodynami-

ques; et des éléments de réglage de position raccordés entre 1S l'élément de commande et les surfaces aérodynamiques et fonctionnant, en réponse aux signaux de commande qui lui sont appliqués, pour régler les positions des surfaces

aérodynamiques, caractérisé en ce que l'élément de com-

mande comprend: un levier de commande de force à plusieurs axes conçu de telle sorte que le pilote puisse le saisir

d'une main pour engendrer des signaux de sortie représen-

tant les forces appliquées au levier de commande dans au moins trois axes distincts correspondant chacun à un des axes de commande d'aéronef associés; et plusieurs canaux de traitement de signaux raccordés chacun pour réagir au signal de sortie en rapport avec l'axe correspondant du levier de commande, chacun de ces canaux transmettant, aux éléments de réglage de position, un signal de commande de positionnement associé qui est à la fois une fonction proportionnelle et une fonction

intégrale du signal de sortie associé du levier de com-

mande.

2. Système de commande suivant la revendica-

tion 1, caractérisé en ce que chacun des canaux de trai-

tement de signaux ne réagit pas aux signaux de sortie du levier de commande dont l'amp illitud(Je se situe en dessous

d'une faible valeur seuil, de façon à empêcher l'inté-

gration de signaux résultant de l'introduction acciden-

telle de faibles forces dans l'axe correspondant du le-

vier de commande de force.

3. Système de commande suivant la revendica-

tion 1, caractérisé en ce qu'il comprend également des éléments réagissant à l'impact de l'aéronef avec le sol afin de transmettre un signal de maintien d'intégration

aux canaux de traitement de signaux, ces derniers émet-

tant chacun, en réponse à la présence de ce signal de

maintien d'intégration, les signaux de commande de posi-

tionnement sous la forme de la sommation d'une fonction

proportionnelle des signaux de sortie du levier de com-

1.5 mande de force et de la fonction intégrale de ces si-

gnaux qui existe au moment de l'émission du signal de

maintien d'intégration.

4. Système de commande suivant la revendica-

tion 1, caractérisé en ce que les canaux de traitement de signaux comportent des constantes de temps intégrales sélectionnées pour assurer une pleine autorité sur la gouverne correspondante dans un laps de temps de l'ordre de 0,5 à 2 secondes succédant à la réception d'un signal d'amplitude maximum provenant de l'axe correspondant du

levier de commande de force.