FR2585823A1 - Systeme pour helicoptere destine a donner des renseignements sur son poids et son couple - Google Patents
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Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN SYSTEME 18 PERMETTANT DE FOURNIR DES RENSEIGNEMENTS SUR LE POIDS ET LE COUPLE D'UN HELICOPTERE, LE SYSTEME ETANT DESTINE A ETRE CONNECTE A DES CAPTEURS 50 DE CHARGE DE CROCHETS DE CHARGEMENT DE FRET, A DES SYSTEMES DE MESURE DE DEBIT DE CARBURANT 45, DE TEMPERATURE DE L'AIR 46 ET D'ALTITUDE 48. LE SYSTEME FOURNIT A L'EQUIPAGE UNE INFORMATION 10 EN CE QUI CONCERNE LE COUPLE MOTEUR DISPONIBLE, LE POIDS BRUT, LE CENTRE DE GRAVITE RELATIF AU POIDS BRUT, ET LE POIDS PORTE PAR CHAQUE CROCHET DE CHARGEMENT DE FRET TANDIS QU'UNE CHARGE SOUS ELINGUE EXTERNE EST EN TRAIN D'ETRE SOULEVEE ET EST PORTEE PAR L'HELICOPTERE. IL EST EGALEMENT FOURNI UNE INFORMATION RELATIVE AU COUPLE MOTEUR VOULU PERMETTANT D'ATTEINDRE UN RAYON D'ACTION MAXIMALE ET UNE AUTONOMIE MAXIMALE.
Description
La présente invention concerne un système pour hélicoptère destiné à
fournir à ce dernier des renseignements et, plus particulièrement, mais sans limitation, elle concerne un
système destiné à fournir à l'équipage de l'hélicoptère des rensei-
gnements en "temps réel" sur le couple moteur disponible, le poids brut, la situation du centre de gravité relatif au poids brut, le poids total ainsi que le poids particulier porté par chacun des crochets de chargement de fret, et le couple moteur optimal nécessaire pour un fonctionnement impliquant un rayon
d'action maximal et un temps d'autonomie maximal.
Jusqu'ici, les pilotes d'hélicoptère n'ont pas eu à leur disposition de moyen automatique permettant de connaître le couple moteur disponible en "temps réel" pour l'utiliser en relation avec leur dispositif de mesure du couple moteur au moment du soulèvement de charges de fret externes ou bien un système de renseignement destiné à les aider à obtenir les performances optimales pour l'hélicoptère en fonction de charges de fret externes réelles. Le processus de navigation actuellement employé nécessite d'observer les instruments de l'hélicoptère, puis de se reporter de manière manuelle à des tables et des cartes fournissant le couple moteur disponible et les données de fonctionnement. Tout ceci implique une perte de temps, des actions gênantes et des risques
d'erreur susceptiblesd'amener un endommagement structurel de l'héli-
coptère, une impossibilité pour ce dernier d'effectuer complètement
les missions, et des accidents.
Les tentatives précédentes pour déterminer la situa-
tion de l'hélicoptère pendant le soulèvement de charges externes ne font pas appel à l'emploi de signaux d'entrée en "temps réel" relativement à la température et à l'altitude en vue du calcul et
de l'affichage du couple moteur disponible.
Le présent système destiné à fournir des renseigne-
ments sur le poids et le couple de l'hélicoptère élimine les problèmes cidessus indiqués et offre des particularités et des avantages qui n'ont pas jusqu'ici été offerts au personnel de
pilotage pendant le vol d'un hélicoptère.
Le système destiné à fournir des renseignements sur le poids et Le couple de L'hélicoptère est constitué de deux éléments électroniques: un panneau de commande doté d'une unité de traitement, ou processeur, et une unité d'affichage à distance. Une alimentation électrique, en même temps que des signaux venant de systèmes de mesure de la-température de L'air extérieur, de L'altitude liée à la pression, du débit de carburant et d'un système antigivrage ainsi que des capteurs de charge des crochets de chargement de fret sous élingue externes, est appliquée
au processeur du panneau de commande.
Avant le soulèvement d'une charge de fret externe, le présent système de renseignement sur Le poids et Le couple de l'hélicoptère montre au pilote le couple moteur disponible, puis, pendant le soulèvement de la charge de fret externe, iL affiche, en temps réel, le poids brut de l'hélicoptère et son poids de fret sous élingue total. De plus, pendant l'opération de soulèvement, Le système avertit le pilote lorsque le poids brut, le centre de gravité relatif au poids brut ou la charge d'un crochet ont atteint leurlimite. Apres que la charge a été soulevée dans des conditions de sécurité, le présent système conseille le pilote quant au couple moteur optimal et au débit de carburant associé qui doivent être employés pour procurer un fonctionnement à rayon d'action maximal et à autonomie maximale en fonction de la charge externe réelle, du carburant restant, de l'altitude et de La température, ainsi que de l'état du système antigivrage. IL apparaît une dégradation
des performances pendant la marche-du système antigivrage du moteur.
On introduit manuellement le poids enserviceàvideet la position du centre de gravité correspondant au poids enserviceà
vide et on les modifie à L'aide de la mémoire permanente du proces-
seur du système. On introduit manuellement le poids total de carburant au début de la mission dans le seul cas o les réservoirs
ne sont pas pleins. La valeur de carburant restante est automati-
quement calculée par le processeur de manière continue pendant la mission à partir de signaux distincts délivrés par des capteurs de
débit de carburant.
On introduit manuellement le poids de la charge de.
fret interne et on la répartit de manière égale à l'aide du proces-
seur du système sur tous les compartiments de fret. Si la charge interne ne doit pas être répartie de manière uniforme, on peut introduire manuellement des poids particuliers correspondant à
la charge des compartiments respectifs.
Le système de renseignement sur le poids et la charge de l'hélicoptère offre également la possibilité de calculer et d'afficher le couple moteur disponible en fonction du couple moteur voulu en des points de destination choisis en fonction du poids enservicedel'hélicoptèreetde lacharge utileinterne se trouvant dans le mémoire du processeur, de la charge de fret externe réelle soulevée, et de l'altitude, la température et le carburant restant à la destination quiont été prévus et introduits
manuellement.
Une autre particularité du système est que le pilote peut introduire un niveau voulu de réserve de carburant,
l'affichage l'avertissant au moment o ce niveau est atteint.
La mémoire du système de renseignement offre La possibilité d'emmagasiner différents ensembles de données de fonctionnement qui sont appliquables à différents type de moteur pouvant être installés sur un modèle d'hélicoptère. L'opérateur peut sélectionner manuellement le type approprié de moteur qui
sera retenu automatiquement en mémoire pour des futures missions.
Sur une instruction, le système affichera, en "temps réel", le carburant restant, le débit de carburant, l'altitude, la température, l'état du système antigivrage et la charge réelle appliquée à chaque crochet de chargement. De plus, les données introduites manuellement et maintenues, comme le poids utile, le centre de gravité pour le poids utile, le niveau de carburant en réserve et le type du moteur, qui se trouvent dans le mémoire du
processeur, sont disponibles et prêts à être rapidement affichés.
La partie panneau de commande de l'unité panneau
de commande et processeur est constituée par un commutateur marche-
arrêt, trois commutateurs de mode, à savoir charge de fret interne (INTL), charge sous élingue (ELING), et couple moteur à destination (DEST). De plus, il contient une touche de rappel (RCL), une touche d'essai (TEST) et une touche d'étalonnage (CALB). En outre, il comporte trois touches dedonnées, à savoir changement (CHG), défilement (DFLMT), et introduction (ENT), ainsi qu'un bouton de commande de la luminance de l'affichage à distance (BRT). L'unité d'affichage à distance n'est en interface qu'avec l'unité panneau de commande et processeur. Son affichage est constitué par trois lignes, chaque Ligne étant en mesure
d'afficher quatre caractères alpha-numériques.
L'unité d'affichage à distance et l'unité panneau
de commande et processeur sont petites afin de permettre une uti-
lisation maximale de l'espace disponible existant, ne perturbant pas le fonctionnement et l'utilisation d'autres équipements du
poste de pilotage de l'héLicoptère.
La description suivante, conçue à titre d'illustration
de l'invention, vise à donner une meilleure compréhension des carac-
téristiques et avantages de l'invention; elle s'appuie sur les dessins annexés, parmi lesquels: - la figure 1 représente l'éLément d'affichage de l'unité d'affichage à distance; - La figure 2 représente le panneau de commande de l'unité panneau de commande et processeur;
- la figure 3 montre le poste de pilotage d'un héLi-
coptère comportant l'unité d'affichage à distance et l'unité panneau de commande et processeur; - les figures 4A et 4B représentent un schéma du système de renseignement et des composants électroniques de l'unité panneau de commande et processeur et de l'unité d'affichage à distance; les figures 5A, 5B, 5C, 5D, 5E, 5F et 5G montrent
les formats d'affichage utilisés lorsque le commutateur marche-
arrêt a été enfoncé; - les figures 6A, 6B, 6C, 6D, 6E, 6F et 6G illustrent les affichages présentés à titre d'exemple lorsque le commutateur marche-arrêt à été enfoncé;
- les figures 7A et 7B montrent Les formats d'affi-
chage utilisés lorsque le commutateur de charge interne (INTL) a été enfoncé; - les figures 8A, 8B et 8C montrent des affichages donnés à titre d'exemple dans le cas o le commutateur de charge interne (INTL) a été enfoncé;
- les figures 9A et 9B montrent les formats d'affi-
chage utilisés lorsque le commutateur de charge sous élingue (ELING) a été enfoncé en vue d'opérations de soulèvement de charges externes; - les figures 10A, lOB et 10C montrent des affichages donnés à titre d'exemple dans le cas o le commutateur de charge sous élingue (ELING) a été enfoncé envue d'opérations de soulèvement de charges externes;
- les figures 11A et 11B montrent des formats d'affi-
chage utilisés lorsque le commutateur de charge sous élingue (ELING) a été enfoncé en vue d'un fonctionnement à portée maximale et à autonomie maximale; - les figures 12A et 12B montrent des affichages donnés à titre d'exemple dans le cas o le commutateur de charge sous élingue a été enfoncé en vue d'un fonctionnement à portée maximale et autonomie maximale;
- les figures 13A et 13B montrent les formats d'affi-
chage utilisés dans le cas o'le commutateur de destination (DEST) a été enfoncé; - les figures 14A et 14B montrent des affichages présentés à titre d'exemple correspondant au cas o le commutateur de destination (DEST) a été enfoncé; - la figure 15 montre la position de compartiments de chargement dans un exemple d'application utilisant un hélicopère du type CH-47D; et - la figure 16 montre la position des crochets de
chargement externes de l'hélicoptère CH-47D.
Sur la figure 1, l'affichage de l'unité d'affichage
à distance est désigné par le numéro de référence général 10.
L'affichage 10 comporte trois lignes 12, 14 et 16 qui sont chacune
susceptible d'afficher quatre caractères alpha-numériques.
Sur la figure 2, Le panneau de commande de l'unité panneau de commande et processeur est représenté, et celui-ci est désigné par Le numéro de référence généraL 18. Le panneau de commande 18 comporte un commutateur marche-arrêt 20 et trois commutateurs de mode d'affichage, à savoir charge interne (INTL)
22, charge sous élingue (ELING) 24 et destination (DEST) 26.
Une deuxième ligne comporte une touche de rappel (RCL) 28, une touche d'essai (TEST) 30 et une touche d'étalonnage (CALB) 32. En outre, la troisième ligne comporte trois touches d'introduction de données, une touche de changement (CHG) 34, une touche de défilement (DFLMT) 36 et une touche d'introduction (ENT) 38. Sur le panneau de commande 18, il est prévu un bouton de commande de luminance d'affichage servant à régler la
luminance de l'affichage à distance 10.
Sur la figure 3, est représenté le poste de pilotage d'un hélicoptère CH47D de l'Armée des Etats-Unis d'Amérique montrant o, typiquement, il est possible de monter l'unité 10
d'affichage à distance et l'unité 18 panneau de commande et proces-
seur. L'unité d'affichage à distance et l'unité panneau de commande et processeur sont suffisamment petites pour pouvoir éventuellement
être installée dans l'espace existant, sans modification de l'équi-
pement divers utilisé dans le poste de pilotage d'un hélicoptère.
Sur la figure 4A, il est montré un schéma du système qui représente l'interface entre le système de renseignement sur le poids et le couple de l'hélicoptère, désigné par le numéro de référence général 42, et d'autres systèmes de l'hélicoptère. Sur ce diagramme, l'unité d'affichage à distance 10 est représenté comme étant connectée à l'unité panneau de commande et processeur 18 par l'intermédiaire d'un fil conducteur 43. L'unité 18 est connectée via le fil 44 au fil 45 qui est lié au système indiquant le débit de carburant. Le fil 44 est également connecté au fil 46 lié au système capteur de température de l'air extérieur, au fil 48 lié au système indiquant l'altitude, au fil 50 lié aux capteurs de charge des crochets de fret, au fil 52 lié au système d'alimentation électrique, au fil 54 lié à l'interrupteur de commande d'obscurcissement du poste de pilotage, et au fil 55 lié
au système antigivrage du moteur.
Sur la figure 4B, est représentée l'interface avec L'unité de commande et de processeur 18 du type d'hélicoptère CH-47D, à titre d'exemple, dans le but d'emmagasiner et de calculer le couple moteur disponible, le poids brut, le centre de gravité correspondant au poids brut, le poids soutenu par les crochets de fret, et le débit de carburant qui assurent un rayon d'action maximal et une durée d'autonomie maximale. Les capteurs de charge des crochets de fret, les systèmes indiquant le débit de carburant
et la température de l'air extérieur sont connectés à un convertis-
seur analogique-numérique combiné à un multiplexeur 56, via les fils 45, 46 et 50. Le convertisseur 56 est connecté à un processeur
sur plaquette 58 qui lui même est connecté à des étages d'attaque 60.
Le système indiquant l'altitude et le système d'antigivrage sont directement connectés au processeur 58 via les fils 48 et 49. Un
clavier 62 de l'unité 18 est connecté à un codeur 64 qui est lui-
même connecté au processeur 58. Les étages d'attaque 60 sont connectés à des récepteurs 66 se trouvant dans l'unité d'affichage à distance 10. Les récepteurs 66 sont connectés à un dispositif
de commande de multiplexage binaire 68 et un convertisseur série-
parallèle 70. Le dispositif de commande 68 est connecté à des étages d'attaque binaires 72 et le convertisseur 70 est lié à des étages d'attaque de segment 74. Les étages d'attaque 72 et 74
sont connectés au module d'affichage 76.
Comme il est d'usage dans le domaine de la navigation aérienne, les aides au pilotage sont fournies dans un langage à
base d'anglais, que l'homme de l'art reconnaîtra sans peine. Toute-
fois, on en donnera la transcription en français dans la plus grande
mesure possible.
De même, les informations chiffrées ou indiquées par des symboles tels que X correspondent à des chiffres fournis
suivant des unités conventionnelles dans le domaine de la naviga-
tion aérienne, lesquelles sont le plus souvent d'origine anglo-
saxonne, comme c'est le cas pour les chiffres présentés à titre d'exemple sur les figures montrant l'affichage. Il en sera
également effectué une conversion dans le système international.
On se reporte maintenant à la figure 5A. Avant le début d'une mission, l'opérateur met le système en service
à l'aide du commutateur marche-arrêt 20 du panneau de commande 18.
L'affichage 10 indiquera le poids de carburant correspondant au plein sur la première ligne 12 (F = carburant, unité = 100 Livres = ,4 kg), l'altitude correspondant à la pression sur La deuxième
ligne 14 (A = altitude, unité = 100 pieds = 30,5 m), et la tempé-
rature de l'air extérieur sur la troisième ligne 16 (T = tempéra-
ture, l'unité est le C). Si la jauge de carburant indique une valeur inférieure au plein, l'opérateur doit introduire dans le système le niveau de carburant indiqué. Le système ajustera alors automatiquement la valeur restante pour le carburant affiché au fur et à mesure de sa consommation par les moteurs. L'altitude et la température affichées doivent être en accord avec les valeurs
fournies par l'altimètre et les instruments de mesure de la tempé-
rature de l'air extérieur.
L'opérateur pressera alors la touche DFLMT de défi-
lement 36 se trouvant sur le panneau de commande 18 afin de faire apparaître le débit de carburant comme indiqué sur la figure 5B (o la ligne 12 indique FLOW = débit, la ligne 14 indique L = gauche, pour le débit de carburant du moteur gauche, avec une unité de livres/heure, soit 45,4 kg/h, et la ligne 16 indique D = droit, pour le débit de carburant du moteur droit, avec une unité de livres/heure, soit 45,4 kg/h), laquelle valeur de débit de carburant doit être en accord avec celle indiquée par l'instrument de mesure du débit de carburant, ainsi que L'affichage de l'état du système antigivrage, tel qu'indiqué sur la figure 5C, qui signale si le système antigivrage est ou non en service (o les lignes 12 et 14 indiquent ANTI ICE = antigivrage,et la ligne 16 indique
ON = marche, ou bien OFF = arrêt).
Les touches d'introduction de données se trouvant sur le panneau de commande 18, à savoir la touche de changement 34, soit CHG, la touche de défilement 36, soit DFLMT, et le touche
d'introduction 38, soit ENT, servent à changer les données affichées.
Le processus d'introduction ou de remise à jour des données affichées se ramène à presser la touche de changement 34, ce qui commence à faire clignoter le curseur de l'unité d'affichage 10 sur la première position de caractère de données. S'il ne faut aucun changement à cette position, l'opérateur enfonce alors la touche d'introduction 38 et le curseur se déplace jusqu'à la position de caractère suivante. S'il faut introduire ou remettre à jour un caractère, l'opérateur enfonce alors la touche de défilement 36 jusqu'à amener
le caractère voulu, puis il enfonce la touche d'introduction 38.
Le curseur, arrivé à la fin de la ligne, saute automatiquement sur
le premier caractère de données de la ligne suivante.
L'opérateur peut observer les données introduites à la main qui ont été emmagasinées dans le mémoire permanente, en
enfonçant la touche de défilement 36 du panneau de commande 18.
Les données emmagasinées sont constituées par le poids de fonction-
nement de l'hélicoptère (pour un niveau de carburant et une charge à zéro) , comme représenté sur la figure 5D (o les lignes 12 et 14 indiquent OPER WT = poids de fonctionnement, la ligne 17 donnant ce poids en unités de 100 livres, ou 45,4 kg), le centre de gravité relatif au poids de fonctionnement (position d'équilibre), comme indiqué sur la figure 5E (o les lignes 12 et 14 indiquent OPER WTCG = centre de gravité de fonctionnement, la ligne 16 repérant cette position en unités de 1/10 pouce, soit 2,54 mm), et le niveau de carburant en réserve, comme indiqué sur la figure 5F (o les lignes 12 et 14 indiquent RES FUEL = carburant en réserve, la ligne 16 donnant la valeur correspondante en unités de 100 livres,
soit 45,4 kg).
Le niveau de carburant en réserve indiqué sur la
figure 5F est introduit par l'opérateur et il apparaît automati-
quement en clignotement une fois atteint. Le niveau de carburant
en réserve correspondant à la panne est zéro.
Si un modèle d'hélicoptère possède différents types de moteur, il faut que les données correspondant aux différents types de performances se trouvent en mémoire. On utilise la figure 5G pour identifier le type des moteurs employés en vue du calcul des performances. Sur les lignes 12 et 14 de la figure5G, l'indicationest
TYPE ENGS = type de moteur, la ligne 16 donnant son sigle d'iden-
tification. Les figures 6A, 6B, 6C, 6D, 6E, 6F et 6G sont des exemples de ce qui apparaît lorsque l'on met en service le système et que l'on utilise-la touche de défilement DFLMT pour faire apparaître les affichages successifs. On note que l'affichage de la figure 5A apparaît, lorsque l'on enfonce la touche de défilement, après celui de la figure 5G. On interprétera les lettres et les chiffres appanaissant sur ces figures à l'aide des indications données en relation avec les figures 5A à 5G. Plus spécialement, on notera que, pour la figure 6A, les indications chiffrées 32, 26 et 29 correspondent respectivement à 1450 kg, 790 m et 29 C; sur la figure 6B, les indications chiffrées 15 et 14 correspondent respectivement à 680 kg/h et 635 kg/h; la figure 6C ne comporte pas de valeurs chiffrées à convertir; sur la figure 6D, 236 correspond à 10700 kg; sur la figure 6E, 3296 correspond à 837,2 cm; sur la figure 6F, 8 correspond à 360 kg; et sur la figure 6G, il
n'apparaît pas de valeurs à convertir.
L'opérateur doit introduire manuellement le poids de la charge de fret interne dans le processeur du système avant de faire entreprendre le soulèvement de la charge sous élingue
externe. Il réalise l'opération en actionnant d'abord le commuta-
teur de charge interne INTL 22 du panneau de commande 18, ce qui fait apparaître l'affichage de la figure 7A, puis à l'aide des touches d'introduction de données, à savoir la touche de changement
34, la touche de défilement 36 et la touche d'introduction 38.
Le système répartit automatiquement le poids de la charge de fret interne affiché de manière uniforme sur les compartiments de fret internes C, D et E qui sont représentés sur la figure 15. On peut s'informer de cette répartition de poids en enfonçant la touche de défilement, le format d'affichage étant celui indiqué sur la figure 7B. Si le poids de la charge de fret interne n'est pas réparti uniformément, il faut que l'opérateur introduise la charge inégalement répartie entre les compartiments dans le processeur à l'aide de la touche de défilement 36 qui amène l'affichage de la figure 7B et des touches d'introduction de données, à savoir de changement 34, de défilement 36 et d'introduction 38. Les figures 8A et 8B montrent l'exemple d'une charge utile interne de 16000 livres (soit 7260 kg) uniformément répartie en trois charges de 2420 kg, et la figure 3C illustre un exemple de charge utile interne inégalement répartie (à savoir 1360 kg dans le compartiment C,
1815 kg dans le compartiment D, et 4085 kg dans le compartiment E).
Avant de faire soulever une charge externe, l'opé- rateur doit actionner le commutateur de charge sous élingue (ELING) 24. Le format d'affichage qui apparaît est celui présenté sur la figure 9A. Au fur et à mesure que la charge sous élingue externe s'élève, le poids brut de l'hélicoptère, indiqué aux trois dernières positions de la ligne 12 de l'affichage 10, augmente, ainsi que le poids en charge sous élingue total représenté aux trois dernières positions de la ligne 14 de l'affichage 10. On note que pour connaître la charge de chaque crochet, on enfonce le bouton de défilement, et qu'il y a clignotement de La ligne 14
en cas de surcharge.
Le couple moteur disponible pour une durée limitée s'affiche, en pourcentage, aux deux premières positions de la ligne 16 de l'affichage 10, et le couple moteur disponible pour un fonctionnement continue s'affiche, en pourcentage, aux deux dernières positions de la ligne 16 de l'affichage 10, comme indiqué sur la figure 9A. Les valeurs de couple disponible affichées varient automatiquement lorsque la température de l'air extérieur et
l'altitude liée à la pression varient.
Un exemple d'affichage pour lequel le centre de gravité relatif au chargement des crochets est bon est présenté sur la figure 10A, o on notera que la ligne 12 indique un poids brut de 40800 livres, soit 18500 kg, la ligne 14 une charge externe de 13200 livres, soit 6000 kg, et la ligne 16 un couple disponible
de 83 % pendant 10 min et de 57 % en continu.
S'il y a dépassement de la limite de poids brut de l'hélicoptère, les trois dernières positions de la ligne 12 de l'affichage de la figure 9A, correspondant au poids brut affiché, clignotent. S'il se produit un état de mauvais équilibre (centre de gravité) pour l'hélicoptère, il apparaît à la première position de la ligne 12 de l'affichage 10 de la figure 9A un caractère "F" pour une situation de dépassement de limite du centre de gravité vers l'avant et un caractère "A" pour un dépassement vers l'arrière, et toute la ligne commence à clignoter. Si la limite de poids d'un crochet de chargement externe, à savoir le crochet 76, 78 ou 80 comme indiqué sur la figure 16, est dépassée lors du soulèvement d'une charge, l'indication du crochet en surcharge apparaîtra à la première position de la ligne 14 de l'affichage 10 de la figure 9A
et toute la ligne 14 de l'affichage 6 de La figure 9A clignotera.
Un caractère "F" à la première position indique le crochet avant 76, un caractère "C" indique le crochet central 78, et un caractère "A" o10 indique le crochet arrière 80. Un exemple d'affichage montrant un cas de dépassement de la Limite du centre de gravité vers l'avant et une surcharge du crochet de chargement avant est présenté sur la figure 6B, o, plus particulièrement, le déséquilibre avant a lieu pour un poids total de 38200 livres, soit 17350 kg, le crochet avant est en surcharge à 19800 livres, soit 9500 kg, le couple
disponible étant le même que dans l'exemple 10A.
Pour voir les poids de fret sous élingue respectifs, l'opérateur doit enfoncer la touche de défilement 36, ce qui fait
apparaître le format d'affichage de la figure 9B montrant les -
poids respectifs portés par les différents crochets. La ligne 12 de l'affichage 10 de la figure 9B indique la position correspondant au crochet avant (F) et le poids qu'il soutient, en unités de livres, soit 45,4 kg. La ligne 14 de l'affichage 10 de la figure 9B indique la position correspondant au crochet central (C)
et le poids qu'il soutient,en unités de 100 livres,,soit 45,4 kg.
La ligne 16 de l'affichage 10 de la figure 9B indique la position correspondant au crochet arrière (A) et le poids qu'il soutient, en unités de 100 livres, soit 45,4 kg. Si l'une quelconque des limites de poids de charge d'un crochet est dépassée, la valeur du poids et le symbole d'identification du crochet correspondant, soit F, C ou A, clignoteront. Sur la figure 10C, il est présenté un exemple d'affichage pour lequel il existe une surcharge à l'avant à 17200 livres, soit 7800 kg, la charge centrale étant nulle, tandis que la charge arrière est convenable, à 2800 livres,
soit 1180 kg.
On enfonce de nouveau la touche de défilement pour observer le couple moteur optimal (par moteur) en pourcentage sur la ligne 12 de l'affichage 10 de la figure 11A (RQ indique le couple relatif à un rayon d'action maximal) et le débit de carburant du moteur associé en unités de 10 livres/heure, soit 4,54 kg/h, sur la ligne 14 de l'affichage 10 pour un rayonsi d'action maximal (FF indique le débit de carburant). A la ligne 16 de l'affichage 10 de la figure 11A, sont présentés le couple moteur disponible pour un temps limité et pour un fonctionnement en continu, suivant les mêmes règles que pour la ligne 16 de la figure 9A. On note que le contenu de la ligne 12 varie lorsque le poids brut varie (avec la consommation du carburant) et lorsque
la température extérieure et l'altitude liée à la pression varient.
Un exemple d'affichage correspondant à la recherche d'un rayon d!action maximal est présenté sur la figure 12A, o il faut comprendre que le couple est de 60 %, le débit de carburant est de 1300 livres/heure, soit 590 kg/h, le couple disponible pendant
min est de 92 % et le couple disponible en continu est de 63 %. On enfonce de nouveau la touche de défilement pour amener, à la ligne 12
de l'affichage 10 de la figure 11B, le couple moteur optimal et le débit de carburant du moteur associé qui correspondent à une durée d'autonomie maximale (EQ indique le couple associé à une autonomie maximale et FF indique le débit de carburant). Le couple moteur disponible pour une durée limitée et pour un fonctionnement en continu sont affichés sur la ligne 16 de l'affichage 10 de la figure 11B suivant les mêmes règles que pour la figure 9A. La figure 12B est un exemple d'affichage correspondant à une durée d'autonomie maximale, et on note un couple de 60 %, un débit de carburant de 1100 livres/heure, soit 500 kg/h, ainsi qu'un couple disponible pendant 10 min de 92 % et
en fonctionnement continu de 63 %.
Pour revenir à l'affichage initial de chargement sous élingue correspondant à la figure 9A, l'opérateur doit enfoncer
le commutateur de chargement sous élingue (ELING) 24.
On utilise le commutateur de destination (DEST à la ligne 12) pour déterminer le couple moteur disponible en fonction du couple moteur nécessaire au point de destination de la mission à partir du poids de fonctionnement et de la charge interne se trouvant en mémoiredans le processeur du système, de la charge sous élingue réelle, ainsi que des données introduites manuellement qui ont été prévues, à savoir le poids de carburant restant, l'altitude (ligne 14, unité = 100 pieds = 30,5 m) et la température (ligne 16, unité = C) au point de destination de la mission. Une fois le commutateur de destination 26 enfoncé, l'altitude et la
température de l'air qui avaient préalablement été introduitespar antici-
pation s'affichent comme indiqué sur la figure 13A et suivant l'exemple correspondant de la figure 14A (o l'altitude est 6000 pieds, soit 1830 m, et la température -20 C). L'opérateur peut modifier ces valeurs en utilisant les touches d'introduction de données. Ensuite, l'opérateur enfonce la touche de défilement 36 pour faire apparaître la valeur préalablement introduite par
anticipation du carburant restant au point de destination. L'opéra-
teur peut modifier cette valeur en utilisant les touches d'intro-
duction de données. La valeur du carburant restant au point de destination est présentée à la ligne 14 de la figure 13B (o RF = carburant restant) et dans l'exemple de la figure 14B (o RF =
1600 livres = 725 kg).
Le couple moteur disponible et le couple moteur nécessaire au point de destination sont affichés sur la troisième ligne 16 des figures 16B et 14B selon les règles définies pour la figure 9A. Le couple nécessaire clignotera s'il dépasse le couple disponible. Dans l'exemple, le couple disponible est 83 % et le
couple nécessaire 76 %.
Le touche de rappel RCL 28 du panneau de commande 18 sert à afficher les données qui apparaissent lors de la mise en service du système (figure 5). La touche d'essai TEST 30 sert à faire effectuer des essais du type prévu par le constructeur. La touche d'étalonnage CALB 32 sert à étalonnerle processeur du système à l'aide des signaux venant de chaque cellule de charge d'un crochet de chargement externe, ainsi que des indicateurs des systèmes de mesure du débit de carburant, de l'altitude et de la
température de l'air.
Bien entendu, L'homme de l'art sera en mesure
d'imaginer, à partir du système dont La description vient d'être
donnée à titre simplement iLLustratif et nuLLement Limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention.
Claims (11)
1. Système destiné à donner des renseignements sur le poids et le couple dans un hélicoptère, le système étant connecté à la source d'alimentation électrique, à des capteurs de charge de crochets de chargement de fret, à un système indicateur de débit de carburant, à une jauge de mesure de la température de l'air extérieur, à une jauge de mesure de l'altitude en liaison avec la pression et à un système antigivrage, le système étant mis en service par un membre de l'équipage de l'hélicoptère, le système étant caractérisé en ce qu'il comporte: - une unité (18) panneau de commande et processeur
qui est destinée à être mise en connexion avec la source d'alimen-
tation électrique (52) de l'aéronef, les capteurs (50) de charge de crochets de chargement de fret, le système (45) indiquant le débit de carburant, la jauge (46) de mesure de la température de l'air extérieur, la jauge (48) de mesure de l'altitude en liaison avec la pression et le système antigivrage (55), l'unité panneau de commande et processeur comportant un calculateur et la mémoire nécessaire à l'emmagasinage et au calcul de plusieurs données utiles pour l'hélicoptère, à savoir le poids de carburant restant, le débit de carburant fourni à chacun des moteurs de l'hélicoptère, le niveau de carburant de réserve, le poids de fonctionnement, le centre de gravité relatif au poids de fonctionnement, le couple moteur disponible et le poids respectif porté par chacun des crochets de chargement de fret de l'hélicoptère au fur et à mesure qu'une charge extérieure s'élève et par chacun des crochets de l'hélicoptère; et une unité d'affichage à distance (10) connectée à l'unité de processeur, l'unité d'affichage montrant le poids de carburant restant, le débit de carburant fourni à chacun des moteurs de l'hélicoptère, le niveau de carburant de réserve, le poids de
fonctionnement, le centre de gravité relatif au centre de fonction-
nement, le couple disponible pour un fonctionnement d'une durée
limitée et le couple disponible pour un fonctionnement continu.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) indique si le système
antigivrage est ou non en service.
3. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) indique Le type
de moteur de l'hélicoptère.
4. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité panneau de commande et processeur (18) emmagasine et calcule les charges internes se trouvant dans des compartiments distincts (A, B, C), et l'unité d'affichage à distance (10) indique
si les charges internes sont uniformément réparties ou non unifor-
mément réparties dans les compartiments.
5. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) montre les charges externes distinctes portées par un crochet avant (F), un crochet central (C) et un crochet arrière (A) de l'hélicoptère, l'unité panneau de commande et processeur (18) emmagasine et calcule lorsque des limites de charge externes ont été atteintes, et l'unité d'affichage à distance (10) clignote de manière visible
lorsque l'un quelconque des crochets a atteint sa limite de charge.
6. Système selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) montre le poids brut total de l'hélicoptère tandis que le chargement externe est en train d'être soulevé, le poids total de la charge externe et
le couple disponible pour un fonctionnement limité et un fonction-
nement continu.
7. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) montre le couple moteur nécessaire pour que soit atteint un rayon d'action maximal en fonction du carburant restant, de la charge de fret et le couple disponible pour un fonctionnement limité et un fonctionnement continu.
8. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) affiche l'altitude au point de destination, la température de l'air extérieur au point de destinationle carburant restant au point de destination et le couple disponible et le couple nécessaire au point de destination pour un fonctionnement d'une durée limitée sur la base de la charge externe réelle, de l'altitude, de la température et du carburant
restant qui ont été prévus au point de destination.
9. Système destiné à fournir des renseignements sur le poids et le couple dans un hélicoptère, le système étant connecté à une source d'alimentation électrique de l'hélicoptère, des capteurs de charge de crochets, un système indiquant le débit de carburant, une jauge de mesure de la température de l'air extérieur, une jauge de mesure de l'altitude en liaison avec la pression, un capteur de charge interne et un système antigivrage,
le système étant actionné par un membre de l'équipage de l'héli-
coptère, le système étant caractérisé en ce qu'il comprend: - une unité panneau de commande et processeur (18) destinée à être connectée à la source d'alimentation électrique (52) de l'aéronef, aux capteurs (50) de charge des crochets de chargement, au système (45) indiquant le débit de carburant, à la jauge (46) de mesure de la température de l'air extérieur, à la jauge (48) de mesure de l'altitude en liaison avec la pression et au système antigivrage (55), l'unité panneau de commande et processeur comportant un calculateur et la mémoire nécessaire pour
l'emmagasinage et le calcul de plusieurs données relatives à l'héli-
coptère, à savoir le poids de carburant restant, le débit de carbu-
rant fourni à chacun des moteurs de l'hélicoptère, le niveau de carburant de réserve, le poids de fonctionnement, le centre de gravité relatif au poids de fonctionnement, le couple moteur, le poids brut total de l'hélicoptère tandis que le chargement externe est en train d'être soulevé par chacun des crochets de chargement
de fret de l'hélicoptère,et le couple disponible pour un fonc-
tionnement limité et un fonctionnement continu pendant le transport de la charge externe; et - une unité d'affichage à distance (10) connectée à l'unité de processeur, l'unité d'affichage montrant le poids de carburant restant, le débit de carburant fourni à chacun des moteurs de l'hélicoptère, le niveau de carburant de réserve, le poids de fonctionnement, le centre de gravité lié au poids de fonctionnement, la charge externe respective portée par chacun des crochets de l'hélicoptère, ainsi que le couple disponible pour un fonctionnement à durée limitée et le couple disponible pour un fonctionnement
continu pendant le transport de la charge externe.
10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) montre le couple nécessaire par moteur pour un rayon d'action maximal en fonction du carburant restant, du débit de carburant par moteur et le couple disponible pour un fonctionnement limité et pour un fonc-
tionnement continu pendant le transport de la charge externe.
11. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'unité d'affichage à distance (10) montre l'altitude au point de destination, la température de l'air extérieur au point de destination, le carburant restant au point de destination et le couple disponible au point de destination sur la base de la
charge externe transportée.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/761,691 US4780838A (en) | 1985-01-03 | 1985-08-02 | Helicopter weight and torque advisory system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2585823A1 true FR2585823A1 (fr) | 1987-02-06 |
Family
ID=25062986
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8611226A Pending FR2585823A1 (fr) | 1985-08-02 | 1986-08-01 | Systeme pour helicoptere destine a donner des renseignements sur son poids et son couple |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4780838A (fr) |
| CA (1) | CA1314857C (fr) |
| FR (1) | FR2585823A1 (fr) |
| GB (1) | GB2179613B (fr) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2965248A1 (fr) * | 2010-09-28 | 2012-03-30 | Eurocopter France | Planche de bord amelioree pour aeronef |
| CN104071328A (zh) * | 2013-03-26 | 2014-10-01 | 空客直升机 | 带有具最优外视度的驾驶舱的飞行器及方法 |
| FR3142461A1 (fr) | 2022-11-30 | 2024-05-31 | Airbus Helicopters | procédé de paramétrage de la masse d’une charge à transporter par un aéronef |
Families Citing this family (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5229956A (en) * | 1991-03-06 | 1993-07-20 | United Technologies Corporation | Helicopter weight measurement |
| FR2681310B1 (fr) * | 1991-09-18 | 1993-12-17 | Sextant Avionique | Dispositif pour la detection du givrage des pales d'un rotor d'aeronef. |
| US5264666A (en) * | 1992-11-12 | 1993-11-23 | Measurement Systems International | Cargo hook with weighing scale |
| FR2749545B1 (fr) * | 1996-06-07 | 1998-08-07 | Eurocopter France | Indicateur de pilotage pour aeronef |
| JP3703575B2 (ja) * | 1996-08-30 | 2005-10-05 | 日立建機株式会社 | 作業機械の稼動可能残時間予知装置 |
| FR2755945B1 (fr) * | 1996-11-19 | 1999-01-15 | Eurocopter France | Indicateur de pilotage pour aeronef |
| US5987397A (en) * | 1998-03-13 | 1999-11-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Neural network system for estimation of helicopter gross weight and center of gravity location |
| FR2778767B1 (fr) * | 1998-05-18 | 2001-09-07 | Eurocopter France | Systeme de surveillance du fonctionnement d'un aeronef, notamment d'un helicoptere |
| US7212942B2 (en) * | 2003-06-10 | 2007-05-01 | Precision Innovations Llc | Power available and limitation indicator for use with an aircraft engine |
| FR2866109B1 (fr) | 2004-02-05 | 2006-04-07 | Airbus France | Procede et dispositif de verification d'une valeur de temperature a une altitude de destination d'un aeronef. |
| US7031812B1 (en) | 2004-03-15 | 2006-04-18 | Howell Instruments, Inc. | System and method for monitoring aircraft engine health and determining engine power available, and applications thereof |
| US6980153B2 (en) * | 2004-05-17 | 2005-12-27 | Honeywell International Inc. | Radar altimeter for helicopter load carrying operations |
| US7954766B2 (en) * | 2005-06-24 | 2011-06-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | System and method for improved rotary-wing aircraft performance with interior/external loads |
| WO2008018912A2 (fr) * | 2006-02-23 | 2008-02-14 | Sikorsky Aircraft Corporation | Système de crochet émetteur radiofréquence pour manipulation de charges externes par un aéronef à voilure tournante |
| US20070200032A1 (en) * | 2006-02-24 | 2007-08-30 | Eadie William J | Radio frequency emitting hook system for a rotary-wing aircraft external load handling |
| US7984146B2 (en) * | 2006-05-04 | 2011-07-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft health and usage monitoring system with comparative fleet statistics |
| FR2906223B1 (fr) * | 2006-09-22 | 2008-11-21 | Thales Sa | Instrument de secours pour tableau de bord d'un aeronef detectant les surcharges, notamment en phase d'atterrissage |
| US7930074B2 (en) * | 2007-03-19 | 2011-04-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vertical speed and flight path command module for displacement collective utilizing tactile cueing and tactile feedback |
| US20090083050A1 (en) * | 2007-09-25 | 2009-03-26 | Eltman Joseph T | Compilation and distribution of data for aircraft fleet management |
| US7983809B2 (en) * | 2007-12-21 | 2011-07-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft integrated support system (ISS) |
| US8636250B2 (en) | 2009-05-12 | 2014-01-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | External cargo hook system for rotary-wing aircraft |
| US8676405B2 (en) | 2010-03-23 | 2014-03-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | External load inverse plant |
| EP2450677B1 (fr) | 2010-11-09 | 2014-01-22 | Eurocopter Deutschland GmbH | Système de pesage d' hélicoptère et procédé de fonctionnement d'un tel système de pesage |
| US8752784B2 (en) | 2011-04-07 | 2014-06-17 | Lord Corporation | Aircraft rotary wing motion control and instrumented motion control fluid device |
| US8532846B2 (en) | 2011-08-26 | 2013-09-10 | Donald John Tollenaere | Helicopter sling-load stability control and release system |
| JP5832352B2 (ja) | 2012-03-29 | 2015-12-16 | 三菱重工業株式会社 | 垂直離着陸機のトルク推定装置、垂直離着陸機、垂直離着陸機のトルク推定プログラム、及び垂直離着陸機のトルク推定方法 |
| EP2672238A1 (fr) | 2012-06-06 | 2013-12-11 | Eurocopter Deutschland GmbH | Système de détection de charge de masse et procédé d'exploitation dudit système |
| US9016665B2 (en) * | 2012-09-12 | 2015-04-28 | Goodrich Corporation | Hoist health and usage monitoring system and components thereof |
| US9008872B2 (en) * | 2012-10-04 | 2015-04-14 | The Boeing Company | Configuring landing supports for landing on uneven terrain |
| FR2997383B1 (fr) * | 2012-10-25 | 2014-12-26 | Eurocopter France | Giravion equipe d'une structure de montage conjoint d'un tableau de commande et d'une baie avionique prealablement equipes d'un ensemble unitaire de cablage |
| IL224386B (en) | 2013-01-24 | 2018-03-29 | Israel Aerospace Ind Ltd | Tip with nozzle load sensing and wireless communication functionality for refueling boom |
| KR101492831B1 (ko) * | 2013-08-01 | 2015-02-11 | 한국항공우주산업 주식회사 | 하중보정기능이 구비된 헬리콥터의 카고훅 하중시현시스템 및 그 제어방법 |
| KR101501136B1 (ko) * | 2013-08-01 | 2015-03-11 | 한국항공우주산업 주식회사 | 헬리콥터의 카고훅 하중시현시스템 및 그 제어방법 |
| US9315268B2 (en) * | 2013-12-04 | 2016-04-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Payload touchdown detection |
| US10267669B2 (en) | 2014-03-26 | 2019-04-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Estimation of gross weight and center-of-gravity |
| US9829344B2 (en) | 2015-03-18 | 2017-11-28 | The Boeing Company | Cable angle sensor |
| WO2017141069A1 (fr) * | 2016-02-17 | 2017-08-24 | Ardn Technology Limited | Multicoptère avec des hélices à usages différents |
| CN109625311A (zh) * | 2018-12-07 | 2019-04-16 | 石家庄飞机工业有限责任公司 | 一种小型通用飞机货舱载重标志的制作方法 |
| CN113086243B (zh) * | 2021-04-20 | 2022-08-02 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机全机质量体惯性载荷的分配方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1416344A (fr) * | 1964-02-04 | 1965-11-05 | United Aircraft Corp | Indicateur de puissance restante |
| US3616691A (en) * | 1969-03-26 | 1971-11-02 | Bendix Corp | Mission capability indicating system |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3754440A (en) * | 1972-08-16 | 1973-08-28 | Us Navy | Helicopter lift margin determining system |
| US4110605A (en) * | 1977-02-25 | 1978-08-29 | Sperry Rand Corporation | Weight and balance computer apparatus for aircraft |
| US4463428A (en) * | 1981-10-26 | 1984-07-31 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Aircraft weight and center of gravity cockpit readout system |
| US4564908A (en) * | 1983-02-28 | 1986-01-14 | United Technologies Corporation | Automatic limiting of helicopter engine torque |
| US4574360A (en) * | 1983-04-01 | 1986-03-04 | Sundstrand Data Control, Inc. | Helicopter weight measuring system |
-
1985
- 1985-08-02 US US06/761,691 patent/US4780838A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-07-31 GB GB08618722A patent/GB2179613B/en not_active Expired
- 1986-08-01 FR FR8611226A patent/FR2585823A1/fr active Pending
- 1986-08-01 CA CA000515185A patent/CA1314857C/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1416344A (fr) * | 1964-02-04 | 1965-11-05 | United Aircraft Corp | Indicateur de puissance restante |
| US3616691A (en) * | 1969-03-26 | 1971-11-02 | Bendix Corp | Mission capability indicating system |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2965248A1 (fr) * | 2010-09-28 | 2012-03-30 | Eurocopter France | Planche de bord amelioree pour aeronef |
| US8947268B2 (en) | 2010-09-28 | 2015-02-03 | Airbus Helicopters | Stepped instrument panel for aircraft |
| CN104071328A (zh) * | 2013-03-26 | 2014-10-01 | 空客直升机 | 带有具最优外视度的驾驶舱的飞行器及方法 |
| FR3003841A1 (fr) * | 2013-03-26 | 2014-10-03 | Eurocopter France | Aeronef muni d'un cockpit a visibilite exterieure optimisee, et procede. |
| CN104071328B (zh) * | 2013-03-26 | 2016-05-11 | 空客直升机 | 带有具最优外视度的驾驶舱的飞行器及方法 |
| US9394053B2 (en) | 2013-03-26 | 2016-07-19 | Airbus Helicopters | Aircraft having a cockpit with optimized outside visibility and a method of optimizing the outside visibility |
| EP2783987A3 (fr) * | 2013-03-26 | 2018-01-10 | Airbus Helicopters | Aéronef muni d'un cockpit à visibilité extérieure optimisée, et procédé |
| FR3142461A1 (fr) | 2022-11-30 | 2024-05-31 | Airbus Helicopters | procédé de paramétrage de la masse d’une charge à transporter par un aéronef |
| EP4378834A1 (fr) | 2022-11-30 | 2024-06-05 | Airbus Helicopters | Procédé de paramétrage de la masse d'une charge à transporter par un aéronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA1314857C (fr) | 1993-03-23 |
| GB2179613B (en) | 1988-11-02 |
| GB2179613A (en) | 1987-03-11 |
| GB8618722D0 (en) | 1986-09-10 |
| US4780838A (en) | 1988-10-25 |
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