FR2607465A1 - Procede et dispositif de commande d'une voilure tournante - Google Patents

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN PROCEDE DE COMMANDE DE VOILURE TOURNANTE COMPORTANT UN ROTOR EQUIPE DE PALES 33 A COMMANDE DE PORTANCE VARIABLE INDIVIDUELLEMENT AU COURS DE CHAQUE CYCLE DE ROTATION, OU CHAQUE PALE PASSE EN AZIMUT PAR UNE POSITION DE PALE AVANCANTE ET UNE POSITION DE PALE RECULANTE PAR RAPPORT A UNE DIRECTION ORIGINE D'ORIENTATION, CARACTERISE EN CE QUE L'ON FAIT VARIER LA COMMANDE DE PORTANCE DE CHAQUE PALE EN FONCTION DE SON AZIMUT SUIVANT UNE LOI SPECIFIQUE IMPOSANT A LADITE PALE EN POSITION DE PALE AVANCANTE, AU MOINS UNE PREMIERE IMPULSION DE VARIATION DE PORTANCE D'UN PREMIER SIGNE 47, ENTRE AU MOINS DEUX AUTRES IMPULSIONS DE VARIATION DE PORTANCE COMPENSATRICES, D'UN SECOND SIGNE, OPPOSE AU PREMIER 48, 49.

Description

PROCEDE ET DISPOSITIF DE COMMANDE D'UNE VOILURE TOURNANTE
La présente invention apporte des perfectionnements au fonctionnement des voilures tournantes et à leur commande, que ces voilures servent ou non à la propulsion d'un engin mobile. Elle s'applique donc aussi bien à la commande des autogyres et des éoliennes, par exemple, qu'au pilotage des hélicoptères ou de tout autre véhicule équipé d'une voilure tournante qui assure sa sustentation et sa propulsion. La voilure tournante elle-même est constituée d'un rotor tournant autour d'un axe solidaire de l'hélicoptère et portant une pluralité de pales entrainées avec lui.En se plaçant, par exemple, dans le cas d'un hélicoptère en déplacement selon une direction de propulsion de l'hélicoptère, sur laquelle se définissent ainsi l'avant et l'arrière, on considère qu'au cours de la rotation du rotor, chaque pale-passe par une position dite de pale avançante et par une position dite de pale reculante, ces deux positions se situant de part et d'autre de la direction de propulsion avant-arrière, qui représente aussi l'axe du vent.On conviendra ici de conserver les termes de pale avançante et pale reculante même quand il s'agit d'un hélicoptère en vol stationnaire ou d'un engin non mobile, l'axe d'origine pour la définition des positions des pales étant alors dans une direction de référence quelconque liée au fonctionnement de l'engin pour un hélicoptère en position stationnaire, il s'agira de la direction d'inclinaison du plan de la voilure qui n'est pas nécessairement dans la direction longitudinale de l'appareil.

Dans la pratique et notamment pour un hélicoptère, on appelle souvent, rotor, l'ensemble de la voilure tournante, qui comprend non seulement le moyeu qui se trouve près de l'axe de rotation et solidaire de celui-ci, mais en plus les pales, montées articulées en leur pied sur ce rotor.

Une première articulation, autour d'un axe tangentiel au moyeu et perpendiculaire à l'axe de rotation du rotor, permet à chaque pale de se lever plus ou moins par rapport au plan transversal du moyeu. L'angle que la pale forme avec ce plan est l'angle de levée de la pale, et l'on désigne comme angle d'inclinaison du plan du rotor (ou plan de la voilure), la moyenne des deux angles de levée, l'un maximal, l'autre minimal, présentés par les pales en des positions diamètralement opposées, soit en particulier respectivement à l'arrière et à l'avant sur la direction de propulsion d'un hélicoptère en déplacement.

Une seconde articulation, autour de 1' axe longitudinal de la pale permet de faire varier le pas de la pale, c'est-à-dire l'angle de calage de son profil par rapport au plan du rotor. Dé manière connue, la variation du pas des pales est commandée en fonction de la vitesse de translation, grâce à un plateau de commande tournant avec le moyeu du rotor, mais pouvant coulisser le long de l'axe de rotation, qui est relié aux différentes pales par des leviers individuels appropriés.

De fait, les hélicoptères actuels présentent encore des limitations qui constituent un grave obstacle à leur développement. Ces limitations touchent aussi bien leur vitesse que l'augmentation de leur facteur de charge ou de leur portance. Plus particulièrement, les grandes vitesses sont interdites aux hélicoptères à cause de l'écroulement des qualités de propulsion des rotors en translation et en virage. Aussi, les héli-coptères actuels présentent-ils un sévère phénomène d'instabilité lorsque les facteurs de charge avoisinent ou dépassent la limite de décrochage aérodynamique, en altitude et en manoeuvre par exemple. Ce phénomène, qui est aggravé en translation, se manifeste par une divergence du rotor, avec basculement en arrière, accompagnée d'une absorption excessive de la puissance. Dans sa forme extrême, il aboutit à la perte de contrôle de l'appareil.Son plus grave inconvénient est d'empêcher la voilure tournante d'être propulsive et de se maintenir inclinée en avant lorsque la vitesse d'avancement ou le facteur de charge augmente.

On sait que la portance dépend étroitement de l'angle d'attaque, que l'on sait faire varier en réglant le pas des pales par le plateau de commande mentionné plus haut, et qu'elle chute brutalement quand il y a décrochage, c'est-à-dire quand le mode d'écoulement de l'air présente des décollements de la couche limite. Comme le décrochage apparait en premier lieu sur la pale reculante, on a donc proposé de réduire automatiquement le pas de chaque pale sélectivement au moment où elle passe par la position de pale reculante. Ceci s'obtient au moyen de ce que l'on appelle un plateau cyclique : plateau tournant de commande de pas monté sur un plateau non tournant, mais coulissant cependant le long de l'axe de rotation et dont l'inclinaison peut varier par rapport à l'axe de rotation.On introduit ainsi une différence de pas entre la pale reculante et la pale avançante correspondant à un déphasage entre l'azimut 90 degrés et l'azimut 270 degrés, l'azimut étant décompté en degrés d'angle à partir de la position arrière de la pale.

On sait aussi que l'on peut en permanence, et sur chaque pale, évaluer la portance propre de la pale et détecter le décrochage par des mesures de pression effectuées sur l'extrados de chaque pale. Cette mesure de pression fournit un moyen pour asservir une commande automatique du plateau cyclique de manière à maintenir la réduction de pas de la pale reculante juste à la limite de celle qui entralnerait le décrochage.

Mais cette solution ne permet pas pour autant de résoudre tous les problèmes qui ont été évoqués ci-dessus.

Elle a pour objectif principal de réaliser une économie de puissance et elle reste pratiquement sans effet sur la stabilité du rotor (ou sa divergence). Aussi l'invention vise en outre à éviter la tendance de la voilure à basculer en arrière et à assurer, même à grande vitesse, la stabilité de la voilure et l'efficacité de l'action propulsive.

Elle propose à cette fin d'exploiter différemment la possibilité de faire varier le pas de chaque pale individuellement autour de chaque cycle de rotation, en agissant plutôt spécialement sur la pale avançante. De plus, l'invention prévoit d'intervenir sur la portance des pales, et dans ces conditions, la variation de pas représente l'un seulement des moyens disponibles pour influencer la portance. D'autres moyens, en eux-mêmes connus, peuvent fort bien être utilisés en remplacement, par exemple ceux qui passent par l'intermédiaire de volets mécaniques, de volets de soufflage, ou de tuyères orientables de jets.

Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de commande d'une voilure tournante comportant un rotor équipé de pales à commande de portance variable individuellement au cours de chaque cycle de rotation, où chaque pale passe en azimut par une position de pale avançante et une position de pale reculante par rapport à une direction origine d'orientation, caractérisé en ce que l'on fait varier la commande de portance de chaque pale en fonction de son azimut suivant une loi spécifique imposant à ladite pale en position de pale avançante, au moins une première impulsion de variation de portance d'un premier signe, entre au moins deux autres impulsions de variation de portance compensatrices, d'un second signe, opposé au premier.

A grande vitesse, le plan de la voilure a tendance à s'incliner vers l'arrière, sur ladite direction origine d'orientation, direction choisie arbitrairement sur un hélicoptère par exemple, sous l'effet d'une saturation de la pale reculante. La variation spécifique de portance imposée sur la pale avançante permet de créer sur celle-ci un moment correcteur tendant à ramener le plan de la voilure vers l'avant. Dans cette situation, ce que nous avons appelé la première impulsion de variation est une réduction de portance, donc de signe conventionnel négatif, et les deux autres impulsions sont de signe positif. Mais si la stabilisation du rotor demande une intervention en sens opposé, ce qui sera le cas notamment si l'effet correcteur précédent est trop important, la première impulsion est alors positive et les deux autres sont négatives.On comprendra donc que pour tout ce qui sera dit par la suite des rapports entre les impulsions d'augmentation et les impulsions de réduction de portance (ou de pas ou autre moyen de faire varier la portance), les mêmes considérations resteraient valables, sauf indication contraire, si l'on intervertissait les caractères positifs et les caractères négatifs des actions.

Qu'elles soient obtenues par modification du pas de la pale comme il sera en général préféré, ou par tout autre moyen, les impulsions du procédé de l'invention se produisent répétitivement à chaque cycle de rotation, en venant se superposer aux variations de portance que la pale subit déjà naturellement au cours de sa rotation, par exemple pour un pas constant. Il y a donc cumul des actions locales d'un cycle à l'autre, ce qui réalise un effet intégrateur dans le temps pour le basculement du rotor.

Dans un mode de mise en oeuvre préféré du procédé selon l'invention, celui-ci est appliqué pour maintenir le plan du rotor dans un plan de référence jugé souhaitable, ou plan de commande, que le pilote sait en général déterminer. Compte tenu de l'effet intégrateur, ceci demande de régler soit l'importance de l'action momentanée de la loi spécifique par l'amplitude des impulsions, soit la durée globale de cette action, soit le nombre de cycles de rotation affectés périodiquement dans une intervention en tout ou rien. Par ailleurs, on peut éventuellement intégrer dans la commande de variation de portance suivant la loi spécifique, une commande de réduction du pas agissant sur chaque pale passant dans la position azimutale de pale reculante afin d'éviter le décrochage dans cette position.

Dans un cas d'application particulièrement simple, la loi spécifique agissant sur la pale avançante impose à la portance seulement trois impulsions, chacune de préférence de forme sinusoidale. A titre d'exemple, dans un mode de mise en oeuvre plus précis de l'invention, les valeurs angulaires de l'azimut étant comptées à partir de la position arrière sur la direction origine d'orientation (telle que la direction de translation pour un hélicoptère en vol non stationnaire), ces impulsions comprendront une impulsion de réduction de portance au voisinage de l'azimut 90 degrés, précédée d'une impulsion d'augmentation de portance au voisinage de l'azimut 0 degré (donc sur la direction d'orientation), et suivie d'une autre impulsion d'augmentation de portance au voisinage de l'azimut 180 degrés (sur la même direction).

Il est alors avantageux que les deux impulsions dites compensatrices, celles qui dans cet exemple agissent dans le sens d'une augmentation de portance, présentent chacune sensiblement une amplitude moitié de celle de l'impulsion principale (ici l'impulsion de réduction de portance).

Cependant, pour certaines applications, on peut avoir intérêt à augmenter le nombre des impulsions au-delà de trois, à leur donner des positions azimutales décalées par rapport aux positions rectangulaires ci-dessus, ou utiliser des largeurs d'impulsions diverses, avec éventuellement des formes de courbes de variation autres que sinusoldales. Toutefois, il est en général souhaitable de faire en sorte que les forces de portance ainsi ajoutées sur l'axe longitudinal correspondant à la direction d'orientation par les deux impulsions d'augmentation s'équilibrent de part et d'autre de l'axe transversal, alors que l'on a en général avantage à ce que la somme des moments spécifiques de portance agissant autour de l'axe longitudinal, principalement dus à l'impulsion négative donnée sur l'axe transversal, fournisse globalement la valeur maximale de réduction de portance utile pour obtenir l'effet de stabilisation recherché, c'est-à-dire le moment négatif autour de l'axe longitudinal.

La loi spécifique du procédé selon l'invention peut s'exprimer aussi bien directement en impulsion de variation du pas des pales, par exemple, qu'en impulsions de variation de la portance locale, car on sait que tant qu'il nty a pas décrochage, la portance varie linéairement en fonction du pas.

Dans la mise en oeuvre pratique du procédé de l'invention, cette loi spécifique est de préférence préétablie en ce qui concerne la forme des impulsions, les valeurs angulaires des azimuts où elles se produisent et soit leurs amplitudes respectives, soit du moins le rapport entre ces amplitudes. Le procédé de l'invention se concrétise ensuite sous différentes formes particulières de mise en oeuvre, suivant notamment le degré d'automatisation visé. Dans le cas d'une automatisation poussée, l'optimisation de la loi spécifique a lieu à bord de l'hélicoptère.

Dans une variante sans automatisation, on peut utiliser la loi spécifique sous une forme entièrement préétablie et exprimée en variation du pas et faire intervenir cette variation pour provoquer un basculement de la voilure en avant lorsque le pilote se trouve à la limite de la capacité de propulsion de l'hélicoptère et qu'il voudrait accélérer malgré l'impossibilité de la commande du régime normal. On peut aussi prévoir un premier degré d'automatisation en exprimant la loi spécifique par rapport à la portance locale, laquelle peut être déterminée par une mesure de pression effectuée au voisinage du bord d'attaque des pales, ce qui permet de commander automatiquement les variations de pas nécessaires pour que les impulsions de portance correspondantes répondent à la loi spécifique pré établie.

Dans d'autres variantes, l'intervention de la variation de pas suivant la loi spécifique, exprimée en variation de pas ou en variation de portance, est provoquée automatiquement dès que le plan du rotor de la voilure a tendance à s'écarter du plan de commande de référence.

Selon d'autres variantes de mise en oeuvre du procédé objet de l'invention, l'intervention de la variation du pas des pales en fonction de l'azimut en conformité avec une loi spécifique pré-établie est commandée automatiquement dès que le plan du rotor, mesuré par les angles de levée des pales à l'avant et à l'arrière sur la direction d'orientation ou de propulsion, tend à s'écarter d'un plan de référence, ou plan de commande. Ce dernier peut être lui-même variable et déterminé à volonté par le pilote pour assurer la meilleure portance et le meilleur fonctionnement avant même l'intervention de la loi spécifique. Il peut aussi être réglé automatiquement, par asservissement par exemple à des moyens de mesure de pression d'air sur les pales.

Naturellement, la présente invention a également pour objet un dispositif de commande d'inclinaison d'une voilure tournante qui se caractérise en ce qu'il comporte des moyens appropriés permettant le fonctionnement de la voilure avec variation de la portance des pales au cours de chaque cycle de rotation conformément au procédé de l'invention.

Les moyens mécaniques ou aérodynamiques qui assurent la variation de la portance des pales sont connus en eux-mêmes. S'il s'agit d'un plateau cyclique tel que celui dont on a déjà parlé pour la variation de pas de la pale reculante, il convient cependant d'adapter la commande de l'inclinaison de la partie non tournante du plateau pour permettre d'imprimeur périodiquement à chaque pale les impulsions de la loi spécifique lors de son passage par les azimuts correspondants. Dans la pratique, ce système donne satisfaction seulement si la voilure comporte un nombre réduit de pales, généralement trois. Aussi préférera-t-on souvent utiliser des systèmes à vérins multiples où il sera prévu un vérin individuellement pour chaque pale pour actionner le levier de pas associé.Un tel système à vérins multiples peut être employé en combinaison avec un plateau cyclique de la commande générale de pas classique, les vérins étant alors commandés par rapport à la partie tournante de ce plateau, mais on peut aussi utiliser les mêmes vérins pour assurer également la commande de pas générale et remplacer ainsi complètement le plateau cyclique.

D'autres caractéristiques de l'invention apparaitront à la lecture de la description détaillée ci-après d'un mode de mise en oeuvre particulier du procédé de commande d'une voilure tournante selon l'invention, Cette description, donnée à titre d'exemple avec quelques variantes, ne présente aucun caractère limitatif.Elle se réfère au pilotage d'un hélicoptère et elle est illustrée à l'aide des figures 1 à 8 des dessins annexés, dans lesquelles
- la figure 1 illustre la loi spécifique du procédé selon l'invention par une courbe représentant, en fonction de l'azimut d'une pale en rotation, les variations de sa portance au cours de chaque cycle de rotation qui sont introduites spécifiquement sous l'effet de cette loi
- les courbes de variation de portance en fonction de l'azimut représentées sur la figure 2 font apparaître l'effet des variations spécifiques de portance selon la loi de la figure 1, en superposition avec la courbe naturelle des variations de portance en fonction de l'azimut que l'on peut constater lors d'un fonctionnement classique de la voilure tournante, dans un cas particulier
- la figure 3 illustre schématiquement comment le dispositif selon l'invention est implanté sur l'hélicoptère
- la figure 4 représente schématiquement les éléments mécaniques du dispositif selon l'invention, dans une variante de réalisation où les vérins de commande de pas sont placés sur la partie non tournante d'un plateau cyclique
- la figure 5 est l'homologue de la figure 4 dans une variante de réalisation où les vérins sont installés sur la partie tournante du plateau cyclique
- la figure 6 illustre l'implantation de capteurs de pression locale sur le profil d'une pale ainsi que les courbes de répartition de pression de l'air
- la figure 7 montre un organigramme de fonctionnement du dispositif de l'invention dans une forme de réalisation automatique à une boucle d'asservissement
- la figure 8 montre de même l'organigramme de fonctionnement du dispositif de l'invention, mais dans une forme de réalisation plus élaborée, comportant deux boucles d'asservissement.

Sur les figures 3, 4 et 5 on saura retrouver les éléments constitutifs classiques d'un hélicoptère et de sa voilure tournante, ou rotor. Dans la cabine de l'hélicoptère 1, le pilote 2 agit sur les commandes et donne des ordres qui sont transmis en 3 à un système de traitement d'information LI. Les moyens de transmission peuvent entre, par exemple, mécaniques, électriques, ou à fibres optiques. Le système de traitement d'information 4 peut comprendre des éléments de type quelconque connu, tels qu'un pilote automatique, un ordinateur de bord, un générateur et un mélangeur de signaux.Il reçoit en outre des informations en provenance de divers capteurs, et notamment : des capteurs placés sur les pales de la voilure tournante qui détectent des pressions, référencés en 6 sur la figure 3 et en 10 et 11 sur les figures 4 et 5, des capteurs 7 placés sur le rotor qui détectent les angles de levée des pales au niveau des axes 13 des figures 4 et 5, des capteurs de contraintes 8 qui détectent le couple moteur et délivrent ainsi une mesure de puissance (référencés 12 sur la figure 4), des capteurs 9 placés sur l'hélicoptère lui-même qui détectent les accélérations. Le système 4 élabore des signaux de commande qui sont ensuite transmis à des vérins pour actionner un plateau cyclique 5 et déterminer les pas des pales de la voilure tournante.

Les vérins peuvent être de type hydraulique, pneumatique, électrique, ou électro-hydraulique.

La voilure tournante comporte un moyeu 30, solidaire d'un arbre 32 qui est entrainé en rotation rapide, à une vitesse commandée depuis l'hélicoptère, autour d'un axe 31 fixe par rapport à l'hélicoptère. Le rotor 30 porte des pales 33 (figure 3) et plus particulièrement ici trois pales a, b, c (figures 4 et 5), orientées à intervalles angulaires égaux, donc à 120 degrés l'une de l'autre.

Ces pales sont articulées sur le moyeu 30 autour d'axes 13 disposés tangentiellement par rapport au moyeu.

C'est au niveau de ces axes 13 que se situent les capteurs 7 (figure 3) qui détectent l'angle de levée de chaque pale.

La mesure est effectuée principalement sur chaque pale lorsque celle-ci passe à l'arrière de l'appareil, sur la direction de propulsion, soit pour l'azimut d'angle psi = 0 degré, et lorsque la pale passe sur la même direction à l'avant de l'appareil, soit pour l'azimut psi = 180 degrés.

Des valeurs détectées pour ces deux positions, avec une pondération sur plusieurs mesures successives, celles effectuées par exemple sur les trois pales passant par un azimut déterminé au cours d'une rotation complète, on déduit l'angle d'inclinaison du plan de la voilure d'avant en arrière, égal à la moyenne arithmétique des deux valeurs
a1 ; /~ss (1800) - ss (00) 7.

Chaque pale a, b, c présente, par ailleurs, un pas variable autour d'un.axe perpendiculaire à l'axe 13. Ce pas est réglé suivant les ordres de commande élaborés par le système de traitement d'informations 4 par l'intermédiaire du plateau cyclique référencé 5 sur la figure 3. Celui-ci comporte en fait, comme il apparait sur les figures 4 et 5, deux plateaux concentriques montés à roulement l'un sur l'autre. Le plateau interne 34 est le plateau non tournant qui est capable de coulisser le long de l'arbre 32 du rotor, sans être entraîné en rotation avec lui, et qui est capable aussi de s'incliner dans tous les azimuts par rapport à l'axe de rotation. Tous ces déplacements se réalisent sous l'effet de vérins 17 et 21 qui relient ce plateau à la partie fixe de l'hélicoptère.Le plateau extérieur 18 subit évidemment ces mêmes déplacements, mais il est en outre entraidé en rotation avec le moyeu 30 par le fait qu'il est relié à chacune des pales par une biellette 35 articulée d'une part sur le plateau 18 et, d'autre part, à l'extrémité d'un levier de pas 36 prolongeant le profil de la pale. Dans la variante de réalisation de la figure 5, ces biellettes 35 comportent elles-mêmes chacune un vérin 37. Les vérins 37 ont une action individuellement sur chacune des pales qui complète celle des vérins 21 agissant sur le plateau non tournant 34 du plateau cyclique.

Il est clair que la commande des différents vérins 17 ou 37 et 21, à partir du système de traitement d'information 4, permet non seulement de faire varier le pas des pales de la manière usuelle sur l'ensemble de la voilure en fonction de la vitesse de translation, mais aussi d'imprimer à chaque pale une variation de son pas au cours de chaque cycle de rotation, et ceci en fonction de l'azimut par lequel elle passe.

Les liaisons nécessaires à la transmission des signaux électriques entre les éléments tournants de la voilure et le système de traitement d'information 4 sont assurées par l'intermédiaire de joints à contact électrique tournants. Un tel joint est prévu en 15 sur les figures 4 et 5 pour la transmission des signaux de détection des capteurs de pression et d'angle de levée. Dans la variante de la figure 5, un autre joint analogue est nécessaire en 20 pour la transmission des signaux de commande qui doivent parvenir jusqu'aux vérins 37 agissant directement sur les leviers de pas individuels des différentes pales.

Les signaux de commande délivrés par le système de traitement d'information 4 sont élaborés en prenant en compte, conformément au procédé de l'invention, une loi de variation spécifique en fonction de l'azimut, qui est exprimée ici en termes de portance : les courbes des figures 1 et 2 représentent les variations de la portance propre d'une pale, soit Z, en fonction de l'angle d'azimut psi, au cours d'une révolution complète de la pale de psi = O degré à psi = 360 degrés, la pale étant supposée tourner dans le même sens que les valeurs d'angle progressent.

En regard des courbes sur la figure 1 comme sur la figure 2, on a également fait apparaître, en fonction des valeurs d'azimut, différentes positions d'une pale 33 en rotation, par rapport à l'orientation contraire du vent V sur la direction de propulsion.

En pratique, la portance d'une pale est déterminée par une mesure de pression de l'air sur la pale, rappo-rtée à la pression dynamique locale. Le capteur qui effectue cette mesure de pression est le capteur 10 des figures 4, 5 et 6 disposé près du bord d'attaque vers l'extrémité de la pale. Un deuxième capteur de pression 11, placé dans la même section transversale, mais vers le bord de fuite de la pale, permet, par comparaison des deux pressions, de détecter l'apparition du décrochage. Ceci se comprend de la figure 6, où l'on a représenté par rapport au profil 40 de la pale, d'une part en 41 la courbe de répartition des pressions existantes en écoulement sain, pour une direction du vent 42, d'autre part en 43 la courbe de répartition des pressions en profil décroché correspondant à une direction du vent illustrée par la flèche 44.

Si l'on considère l'évolution d'une pale 33 entrainée en rotation par le rotor, sa portance varie au cours de chaque révolution de l'azimut psi = 0 degré à l'azimut psi = 360 degrés, en suivant la courbe 45 donnée à titre d'exemple sur la figure 2. En fonctionnement à grande vitesse, une variation supplémentaire est imposée suivant une loi spécifique pré-établie ou auto-adaptée et optimisée conformément à l'invention, conduisant alors à la courbe 46 de la figure 2.

La variation propre de portance imposée selon la loi spécifique, considérée à un instant donné pris à titre d'exemple, est représentée par la courbe de la figure 1. On voit qu'elle implique trois impulsions de portance : une impulsion 47 dans le sens des portances négatives, qui réduit la portance de la pale avançante autour de l'azimut V = 90 degrés et deux impulsions 48 et 49 dans le sens des portances positives autour des valeurs 9 = 0 degré et V = 180 degrés, donc respectivement à l'arrière et à l'avant dans la direction longitudinale de la voilure suivant la direction de propulsion. Chacune des impulsions est de forme sinusoidale.Dans le cas particulier représenté, la portance varie positivement dans l'azimut de -30 degrés à +30 degrés suivant une loi de variation proportionnelle à E cos 3 9, elle varie négativement dans l'azimut de 60 degrés à 120 degrés suivant une loi sin 3 V et, à nouveau positivement dans l'azimut de 150 degrés à 210 degrés suivant une loi - cos 3 , l'amplitude de la variation autour de l'azimut 90 degrés (sur la pale avançante) ayant une valeur double de celle des variations autour des azimuts 0 degré et 180 degrés.

Etant symétriques, les forces créées par les impulsions positives aux azimuts O et 180 degrés n'entrainent aucune modification sensible du plan du rotor.

D'autre part, en intégrant les variations des trois impulsions locales, il est évident que la loi spécifique choisie ne produit pas de changement dans la portance globale. Par contre, elle crée sur la pale avançante un moment négatif vers le bas qui provoquera le basculement de la voilure en avant. L'importance de cette action est réglée automatiquement par l'amplitude des impulsions, en fonction de la correction nécessaire, de la manière qui sera maintenant décrite.

Dans une première variante de réalisation, l'intervention de cette correction est déclenchée au moment de l'apparition du décrochage, celui-ci étant détecté par les capteurs de pressions locales 10 et 11 ou par le capteur de contrainte 12 qui donne la puissance absorbée par le rotor, éventuellement, par la mesure de la contrainte dans la biellette de pas. Les capteurs 10 et 11 permettent de déterminer la valeur du secteur azimutal correspondant à la zone d'apparition du décrochage.

L'amplitude de la correction est alors réglée automatiquement, proportionnellement à l'importance de cette zone.

Dans une autre variante de réalisation, le réglage s'effectue en déterminant la variation spécifique du pas des pales s à introduire pour appliquer une loi spécifique de variation de la portance Zs, avec asservissement sur la mesure de pression effectuée par le capteur 10. L'organigramme de fonctionnement du système de traitement d'informations 4 est alors celui qui est illustré par la figure 7.

On mémorise en 50 la pression locale P10 mesurée avant l'intervention de la loi spécifique Zs et l'on détermine la variation spécifique de pression Ps nécessaire proportionnellement à la loi de portance Z5. En 51 on crée un signal d'erreur résultant de la comparaison de la pression totale à obtenir P10 + P5 avec la pression P1 mesurée. Ce signal d'erreur est corrigé du nombre de Mach en 52 et divisé par la pression dynamique q pour obtenir un coef ficient de pression KE fonction du signal d'erreur.C'est ce coeffïcient qui constitue le signal de commande des vérins intégrateurs 17 du plateau cyclique de la figure 4 ou des vérins intégrateurs 37 de levier de pas de la figure 5, pour provoquer la variation de pas spécifique Gs sur les pales.

Il convient de rappeler que les vérins de commande de pas utilisés selon l'invention dans la variante de la figure 7 sont des vérins intégrateurs, avec par conséquent un effet divergent quand on leur applique un signal de commande constant, ce qui serait le cas si on leur appliquait directement un signal de commande P10 + P5 résultant de la loi spécifique de variation de la portance.

La boucle d'asservissement de la figure 7 a donc pour rôle de stabiliser l'élément intégrateur 17 dans son action sur le pas des pales Gs et d'assurer le contrôle de la pression
P1.

r 1.

Dans certains cas de traitement auto-adaptatif de signaux, les résultats des mesures obtenues une ou plusieurs révolutions avant ltélaboration de la loi spécifique de commande peuvent être utilisés pour ajuster le gain de la commande et optimiser la loi de variation spécifique de la portance en fonction de l'azimut. A cet effet, l'ensemble de traitement de l'information 4 reçoit les différentes indications des capteurs de puissance 12 (mesure de la puissance absorbée), des capteurs de vibrations par les mesures d'accélération effectuées sur l'appareil (entrée p sur les figures 4 et 5), des capteurs sensibles aux charges existant dans les biellettes de pas (élément 35), ainsi que les informations de pression permettant de déterminer la largeur de la zone angulaire de décrochage. A partir de ces indications, l'ensemble 4 réalise automatiquement une optimisation de la loi spécifique, en agissant sur la forme des impulsions, sur leurs azimuts respectifs et sur leurs amplitudes relatives, en faisant intervenir leur incidence telle qu'elle a pu être déterminée au préalable par des essais expérimentaux. On comprend donc que la loi spécifique peut être modifiée, aussi bien en vol stabilisé que pendant l-es manoeuvres, pour satisfaire au mieux les conditions de fonctionnement de l'appareil et ses performances.

La figure 8 illustre l'organigramme de fonctionnement correspondant à une autre variante de réalisation qui diffère de la précédente par la prise en compte des mesures de levée des pales dans une deuxième boucle d'asservissement. La boucle intérieure est essentiellement la même que celle de la figure 7, tandis que la boucle extérieure a pour objet de déterminer automatiquement la variation spécifique exprimée en pression pour que le plan du rotor reste en permanence en coincidence avec un plan de référence déterminé à volonté par le pilote au moyen de la commande de pas classique O. Le signal d'entrée du pilote 6 au lieu d'incliner le plateau cyclique d'une façon classique, est pris comme référence, et en 55, il est augmenté de Kp x p, l'effet dû à la vitesse de translation p qui a une tendance à faire cabrer la voilure d'un angle proportionnel à p, la constante de proportionnalité étant Kp (dérivée partielle par rapport à p). Le signal de commande obtenu est transmis au discriminateur d'erreur 56, où il est comparé à l'angle d'inclinaison a1 du plan du rotor tel qu'il est mesuré par les capteurs d'angle de levée des pales fournissant les valeurs d'angle de levée ss pour les azimuts 0 et 180 degrés.Le signal d'erreur E ainsi obtenu est affecté de la variation spécifique de pression Ps de la loi spécifique de portance Zss ce qui permet de créer un signal correcteur de pressione , produit de l'erreur détectée et de la pression à variation spécifique, signal qui est ensuite ajouté à la pression de référence P10 à l'entrée de la boucle interne.

Comme dans le cas précédent, l'action de la loi spécifique sur la commande des leviers de pas a un effet intégrateur qui tend à faire diverger le rotor, et ce dernier est stabilisé par rapport au plan de référence grâce à une correction permanente de l'incidence de la loi spécifique introduite par les boucles d'asservissement. Par ailleurs, les dispositifs décrits peuvent être assortis de réseaux correcteurs apportant l'avance de phase, comme il est classique dans toute boucle d'asservissement.

Naturellement, l'invention n'est en rien limitée par les particularités qui ont été spécifiées dans ce qui précède ou par les détails du mode de réalisation particulier choisi pour illustrer l'invention. Toutes sortes de variantes peuvent être apportées à la réalisation particulière qui a été décrite à titre d'exemple et à ses éléments constitutifs sans sortir pour autant du cadre de l'invention. Cette dernière englobe ainsi tous les moyens constituant des équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons. En particulier toute commande agissant progressivement sur l'amplitude des impulsions de la loi spécifique pourrait être remplacée par une commande en tout ou rien, et les vérins 21 de la figure 5 pourraient être bloqués ou supprimés.

Claims (13)

REVENDICATIONS

1. Procédé de commande de voilure tournante comportant un rotor équipé de pales à commande de portance variable individuellement au cours de chaque cycle de rotation, où chaque pale passe en azimut par une position de pale avançante et une position de pale reculante par rapport à une direction origine d'orientation, caractérisé en ce que l'on fait varier la commande de portance de chaque pale en fonction de son azimut suivant une loi spécifique imposant à ladite pale en position de pale avançante, au moins une première impulsion de variation de portance d'un premier signe, entre au moins deux autres impulsions de variation de portance compensatrices, d'un second signe, opposé au premier.

2. Procédé de commande d'une voilure tournante selon la revendication 1, caractérisé en ce que la portance des pales en chaque azimut est déterminée par une mesure de pression et la loi spécifique est exprimée en fonction de cette pression.

3. Procédé de commande d'une voilure tournante selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ladite loi spécifique est déterminée pour imposer à la pale en rotation au moins trois impulsions particulières de portance, chacune de forme sinusoidale, comprenant une impulsion de réduction de portance au voisinage de l'azimut 90 degrés, par rapport à une première impulsion d'augmentation de portance au voisinage de l'azimut O degré sur la direction de propulsion et une deuxième impulsion d'augmentation de portance au voisinage de l'azimut 180 degrés sur la même direction, les deux impulsions d'augmentation de portance présentant chaucune une amplitude de moitié de celle de l'impulsion de réduction de portance.

4. Procédé de commande d'une voilure tournante selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que ladite loi est corrigée en permanence, au moins en ce qui concerne l'amplitude des impulsions, pour asssurer la stabilisation de la voilure tournante.

5. Dispositif de commande de voilure tournante caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande d'une variation de la portance de chaque pale individuellement en fonction de son azimut suivant la loi spécifique du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.

6.- Dispositif de commande de voilure tournante selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de détermination de la portance locale des pales par des mesures de pression et des moyens de variation du pas des pales en fonction de ladite loi spécifique.

7. Dispositif de commande de voilure tournante selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande automatique de l'intervention de ladite loi spécifique lors de la détection d'un décrochage.

8. Dispositif de commande de voilure tournante selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de réglage automatique de l'amplitude desdites impulsions en fonction de l'importance de la zone angulaire de décrochage.

9. Dispositif de commande de voilure tournante selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de génération automatique desdites impulsions par asservissement à une mesure de pression locale sur les pales, caractéristique de la portance.

10. Dispositif de commande de voilure tournante selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, appliqué à un rotor tel que celui d'un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de contrôle automatique desdites impulsions par asservissement à une mesure d'angle de levée des pales pour maintenir le plan du rotor dans un plan de référence.

11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour déterminer un facteur correcteur à appliquer à un signal de commande de vérins intégrateurs commandant la variation du pas des pales d'un hélicoptère et une boucle d'asservissement interne prenant en compte une mesure de la portance des pales par comparaison avec la portance à imposer par la loi spécifique.

12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une boucle d'asservissement externe dotée d'une mesure de l'angle de levée des pales et d'un discriminateur d'erreur entre le signal pilote et ladite mesure de l'angle de levée, ainsi que d'un multiplicateur affectant cette erreur de la loi spécifique et l'introduisant, après l'avoir augmenté de la portance de référence, comme signal d'entrée de la boucle interne.

13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 12, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour optimiser ladite loi spécifique, dans la forme des impulsions, leurs azimuts respectifs et/ou leurs amplitudes relatives, en fonction des indications de différents capteurs placés sur l'appareil portant la voilure tournante et de mesures préalables.