FR2667043A1 - Dispositif de commande d'un servo-moteur reversible d'aeronef. - Google Patents
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Abstract
Dispositif de commande d'un élément aérodynamique (11) d'un aéronef (10), comprenant un moteur (50) alimenté sous une tension commandée (Vc ) fournie par un circuit (30) de commande recevant, au moins, d'une part, des informations (I) provenant du moteur (50), et, d'autre part, une valeur commandée (deltac ) de position de l'élément aérodynamique (11) provenant d'une loi (20) de pilotage. Selon l'invention, ledit moteur (50) étant en prise mécanique directe avec l'élément aérodynamique (11) à commander, ledit circuit (30) de commande comporte des moyens (310, 320) de calcul, à partir de la valeur commandée (deltac ) de position, d'une vitesse de rotation commandée (OMEGAc ) dudit moteur (50), un premier amplificateur (340) de l'intensité (I) du courant traversant le moteur, et un additionneur (380) fournissant un signal proportionnel à la somme d'au moins les signaux issus desdits moyens (310, 320) de calcul de la vitesse de rotation commandée (OMEGAc ) et dudit premier amplificateur (340). Application à l'asservissement de la position d'éléments aérodynamiques d'un aéronef sous pilotage automatique.
Description
La présente invention concerne un dispositif de commande d'un élément aérodynamique d'un aéronef, comprenant un moteur alimenté sous une tension commandée fournie par un circuit de commande recevant, au moins, d'une part, des informations provenant du moteur, et, d'autre part, une valeur commandée de position de l'élément aérodynamique provenant d'une loi de pilotage.
L'invention trouve une application particulièrement avantageuse dans l'asservissement de la position d'éléments aérodynamiques, tels que gouverne de profondeur, aileron et dérive, d'un aéronef fonctionnant sous pilote automatique.
Les dispositifs de commande d'éléments aérodynamiques d'aéronef conformes au préambule, actuellement utilisés, fonctionnent selon un mode dit "boucle moteur" mettant en oeuvre un asservissement de type analogique du moteur, à partir des informations provenant d'au moins un potentiomètre de recopie de la position de l'arbre dudit moteur. La commande mécanique de l'élément aérodynamique considéré est assurée par l'intermédiaire d'un circuit hydraulique, le moteur n'ayant pas ou peu d'effort à fournir. Dans le cas de solutions poussées à l'extrême, on peut trouver également une génératrice tachymétrique donnant la vitesse de rotation du moteur, ce qui permet d'accroître les performances en rapidité et précision du fait de son utilisation pour amortir le processus d'asservissement.
Plus précisément, le système connu de commande par "boucle moteur" peut être décrit de la façon suivante.
Une loi de pilotage alimentée par les paramètres sur la situation actuelle de l'aéronef calcule une position commandée 6 c du
c moteur. Le circuit de commande du moteur compare ladite position commandée 6 c à la position actuelle et délivre une tension commandée
Vc d'alimentation du moteur, appelée aussi loi de commande, Vc = K ( C c - 6) proportionnelle à la différence entre la position commandée et-la position réelle. Le gain K, dit gain de boucle, est généralement élevé.
c moteur. Le circuit de commande du moteur compare ladite position commandée 6 c à la position actuelle et délivre une tension commandée
Vc d'alimentation du moteur, appelée aussi loi de commande, Vc = K ( C c - 6) proportionnelle à la différence entre la position commandée et-la position réelle. Le gain K, dit gain de boucle, est généralement élevé.
Tant que la tension d'alimentation Vc n'est pas nulle, le moteur tourne jusqu'à ce que sa position 6 colncide avec l'ordre Duc. A ce moment, la tension d'alimentation devient nulle et le moteur s'arrête de tourner. L'élément aérodynamique a alors atteint sa position d'équilibre grâce à l'étage de puissance, le circuit hydraulique par exemple, qui répercute proportionnellement l'évolution du moteur.
Suite à cette nouvelle position, l'aéronef subit un changement d'équilibre qui, via la loi de pilotage, demande de corriger ou maintenir cette nouvelle position d'équilibre de l'élément aérodynamique considéré, c'est-à-dire la position du moteur.
Il est à noter que, pour être maintenues, les positions d'équilibre doivent être mémorisées, ce qui est généralement réalisé à l'aide d'un intégrateur qui peut être placé soit dans la loi de pilotage, soit dans le circuit de commande des moteurs, soit encore dans les deux à la fois compte tenu de l'environnement et des performances souhaitées.
Enfin, la loi de commande du moteur peut, dans le cas où une génératrice tachymétrique est utilisée, devenir Vc = K ( 6 ô ) +K' 6
# étant la vitesse de rotation du moteur.
# étant la vitesse de rotation du moteur.
Ceci permet d'avoir un gain de boucle K plus élevé et d'obtenir de meilleures performances tout en gardant une bonne stabilité.
Cette "boucle moteur" connue est réalisée en analogique et n'est pas destinée à générer de la puissance, ceci étant le rôle de la partie amplification de puissance du dispositif.
Les dispositifs de commande fonctionnant selon la "boucle moteur" décrite ci-dessus présentent l'inconvénient de mettre en oeuvre un asservissement de position et, éventuellement, de vitesse du moteur exigeant un retour d'informations vers le circuit de commande assuré par des potentiomètres de position et des génératrices tachymétriques, qui sont des capteurs peu fiables, chers, et nécessitant une maintenance régulière rigoureuse, elle-même coûteuse.
Aussi, le problème technique à résoudre par l'objet de la présente invention est de réaliser un dispositif de commande d'un élément aérodynamique d'un aéronef, conforme au préambule, qui serait d'un prix de revient considérablement abaissé, en évitant notamment l'utilisation d'organes tels que potentiomètres ou machines tachymétriques.
Une solution au problème technique posé consiste, selon la présente invention en ce que, ledit moteur étant en prise mécanique directe avec l'élément aérodynamique à commander, ledit circuit de commande comporte des moyens de calcul, à partir de la valeur commandée de position, d'une vitesse de rotation commandée dudit moteur, un premier amplificateur de l'intensité du courant traversant le moteur, et un additionneur fournissant un signal proportionnel à la somme d'au moins les signaux issus desdits moyens de calcul de la vitesse de rotation commandée et dudit premier amplificateur.
Ainsi, le moteur n'est pas asservi en position ni en vitesse, la seule information en provenance du moteur étant l'intensité du courantmoteur, laquelle est directement significative du couple à recevoir pour mouvoir l'élément aérodynamique du fait de la prise mécanique sans intermédiaire avec ledit élément électrodynamique, la puissance étant asservie par le circuit de commande du moteur lui-même.
De façon plus précise, le principe de base du fonctionnement du dispositif de commande de l'invention peut être schématisé comme suit.
Un moteur obéit, d'une manière générale, au système de relations suivant
V = RI + K Q C = Km I = a Q + J S + Cr (1) avec V : tension d'alimentation du moteur
R: résistance du moteur
I: intensité du courant
K : constante électrique du moteur
e
C : couple développé par le moteur
K : constante mécanique du moteur
m
ci : coefficient de frottement
J: inertie du moteur incluant la charge ramenée au moteur
C r : couple résistant incluant charge du moteur, frottement sec,
etc.
V = RI + K Q C = Km I = a Q + J S + Cr (1) avec V : tension d'alimentation du moteur
R: résistance du moteur
I: intensité du courant
K : constante électrique du moteur
e
C : couple développé par le moteur
K : constante mécanique du moteur
m
ci : coefficient de frottement
J: inertie du moteur incluant la charge ramenée au moteur
C r : couple résistant incluant charge du moteur, frottement sec,
etc.
La première équation du système (1) montre que la tension d'alimentation appliquée au moteur se partage entre vitesse de rotation et courant. La deuxième équation montre que le courant est directement proportionnel au couple que doit fournir le moteur, si bien que la tension reçue aux bornes du moteur sert à communiquer une certaine vitesse de rotation Q et à vaincre essentiellement le couple résistant r si l'on néglige les deux autres composantes.
Par conséquent, une loi de commande de la tension d'alimentation du moteur peut être définie, par le circuit de commande, en fonction d'une vitesse de rotation commandée, calculée à partir de la valeur commandée de position considérée, et de l'intensité I du courant du moteur.
Enfin, selon une caractéristique avantageuse permettant d'abaisser encore le prix de revient du dispositif de commande selon l'invention, ledit circuit de commande est réalisé en numérique.
La description qui va suivre, en regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs, fera bien comprendre en quoi consiste l'invention et comment elle peut être réalisée.
La figure 1 est un schéma synoptique d'ensemble du dispositif de commande selon l'invention.
La figure 2 est un schéma d'un circuit de commande conforme à l'invention.
La figure 3 est un scchéma d'un circuit de commande à impulsion impliqué dans le circuit de commande de la figure 2.
Le schéma synoptique de la figure 1 représente un dispositif de commande d'un élément aérodynamique, une gouverne 11 par exemple, d'un aéronef 10. Ce dispositif comprend un moteur 50 alimenté sous une tension commandée Vc fournie par un circuit 30 de commande qui reçoit, en provenance d'une loi 20 de pilotage intégrée au calculateur du pilote automatique de l'appareil, une nouvelle valeur commandée de position de gouverne, donc de moteur, 6 c par rapport à la situation actuelle de l'aéronef 10.
Comme le montre le schéma du circuit 30 de commande de la figure 2, la position C c est dérivée par un filtre dérivateur 310 de faible constante de temps qui fournit une valeur comandée, dite théorique, Q de la vitesse de rotation du moteur 50.
Dans la mesure où elle peut dépasser la vitesse maximale possible R max du moteur, la vitesse commandée théorique #ct est limitée
ct par le biais d'un limiteur 320 de seuil #max calculé en fonction de la
max situation réelle du moteur 50, de ses caractéristiques et des possibilités maximales d'alimentation, afin de commander une vitesse possible Q c plus compatible avec la réalité, c'est-à-dire susceptible d'être obtenue.
ct par le biais d'un limiteur 320 de seuil #max calculé en fonction de la
max situation réelle du moteur 50, de ses caractéristiques et des possibilités maximales d'alimentation, afin de commander une vitesse possible Q c plus compatible avec la réalité, c'est-à-dire susceptible d'être obtenue.
L'expression de la vitesse maximale possible est
max maxVmax RI)/K e
Vmax étant la tension d'alimentation maximale disponible.
max maxVmax RI)/K e
Vmax étant la tension d'alimentation maximale disponible.
Si Q ct est inférieure à #max, la commande possible réelle
c est égale à n ct S dans le cas contraire c est limitée à #max.
A cette vitesse commandée Q c est ajoutée, à l'aide d'un additionneur 380, l'intensité I du courant traversant le moteur 50, multipliée par un gain KI par un premier amplificateur 340. Le résultat de cette addition est
#c + KII
Le deuxième terme en KII permet au moteur, en prise mécanique directe avec la gouverne 11, de contrer les efforts qui s'opposent au mouvement de ladite gouverne.
#c + KII
Le deuxième terme en KII permet au moteur, en prise mécanique directe avec la gouverne 11, de contrer les efforts qui s'opposent au mouvement de ladite gouverne.
La tension commandée Vc de base est alors donnée par
Ke(QC + KII)
La multiplication par le coefficient K e peut être réalisée à tout moment dans la chaîne du dispositif de commande, en particulier au moment de la sommation ou en aval du circuit 30 de commande.
Ke(QC + KII)
La multiplication par le coefficient K e peut être réalisée à tout moment dans la chaîne du dispositif de commande, en particulier au moment de la sommation ou en aval du circuit 30 de commande.
La valeur théorique du gain KI est R/Ke. Il faut toutefois noter qu'il peut être plus élevé, dans ce cas l'asservissement sera nerveux.
De même, il peut être plus faible, l'asservissement obtenu étant alors plus paisible et plus stable.
Afin de réduire d'éventuels écarts statiques résiduels qui pourraient générer en permanence une position commandée C non nulle,
c est ajouté un peu de puissance par un terme supplémentaire issu de la position commandée à travers un gain K C dit gain intégral, fourni par un deuxième amplificateur 350.
c est ajouté un peu de puissance par un terme supplémentaire issu de la position commandée à travers un gain K C dit gain intégral, fourni par un deuxième amplificateur 350.
L'additionneur 380 effectue donc, à la constante multiplicative Ke près, la somme
c + K11 + K6c (2)
Le terme en K##c est donc lié à la "boucle avion" car il
Cc provient plus du pilotage que de la loi de commande Vc, et intervient directement sur l'efficacité de la loi. De plus, il joue un rôle symétrique au retour en courant, remédiant au moins partiellement aux éventuelles baisses en efficacité de ce dernier, par exemple lors d'échauffements du moteur trop importants.
c + K11 + K6c (2)
Le terme en K##c est donc lié à la "boucle avion" car il
Cc provient plus du pilotage que de la loi de commande Vc, et intervient directement sur l'efficacité de la loi. De plus, il joue un rôle symétrique au retour en courant, remédiant au moins partiellement aux éventuelles baisses en efficacité de ce dernier, par exemple lors d'échauffements du moteur trop importants.
Le gain KI qui dépend de la résistance R du moteur peut être ajustable et calculé en temps réel de façon à tenir compte des variations de
R avec la température, permettant ainsi d'avoir une loi de commande Vc parfaitement et constamment adaptée à la réalité du moteur qu'elle contrôle.
R avec la température, permettant ainsi d'avoir une loi de commande Vc parfaitement et constamment adaptée à la réalité du moteur qu'elle contrôle.
Enfin, le terme de la relation (2) est multiplié par un circuit multiplicateur 390 placé à la suite de l'additionneur 380, par un coefficient de compensation de tension défini de la manière suivante.
Le moteur 50 est, comme l'indique la figure 1, alimenté par un étage 43 de puissance comprenant au moins un amplificateur de puissance de tension nominal VN. Ledit étage de puissance fournit au moteur 50 la tension commandée Vc, calculée par le circuit 30 de commande, lorsque la tension d'alimentation Vs de l'amplificateur de puissance est égale à la tension nominale VN. Cependant, cette tension Vs issue du réseau de bord de l'aéronef subit des fluctuations pouvant aller jusqu'à -20% et même plus.
De ce fait, la tension réelle fournie au moteur serait plus faible que la tension commandée Vc si aucune compensation n'était faite. La perte serait proportionnelle à la perte sur Vs. Aussi, la compensation s'effectue par un coefficient multiplicatif égal au rapport V N/Vs.
Finalement, la tension de commande Vc issue du circuit multiplicateur 390 est donnée par
Vc = K Jc + KII + K C C )VN/Vs.
Vc = K Jc + KII + K C C )VN/Vs.
Du fait de l'imperfection des moteurs à piloter, en particulier les seuils de démarrage qui ne sont pas négligeables, il peut y avoir avantage à prévoir un organe spécial pour obtenir un mouvement moteur lorsque Vc est petit, c'est-à-dire inférieur à un seuil de démarrage équivalent à un seuil de tension VO qui peut être de l'ordre de quelques volts.
Dans ce but, comme on peut le voir à la figure 2, le circuit 30 de commande comporte un circuit 400 de commande à impulsion fournissant un signal de sortie supérieur ou égal au seuil donné lorsque le signal d'entrée est inférieur audit seuil. La figure 3 montre en détail ce circuit 400 de commande à implusion. Lorsque Vc est supérieur à Vo, Vc est transmis directement sans modification à travers le circuit 400 vers un circuit 440 de mise en forme du signal.
Lorsque V est inférieur à VOS l'énergie est envoyée sous forme
c d'impulsions de durée limitée à une période de fonctionnement d'un microprocesseur pilotant ce processus numérique. L'énergie à fournir est accumulée via un intégrateur 410, et lorsqu'un comparateur 420 détecte un équivalent en tension d'au moins V0, une impulsion est envoyée.
L'intégrateur 410 est remis à zéro pour être en mesure de répéter l'opération.
L'ensemble des fonctions réalisées par le circuit 30 de commande est, de préférence, mais non limitativement, implanté dans un circuit numérique. Par contre, l'étage électronique en sortie du circuit 30 de commande, contenant un convertisseur digital/analogique 41, des circuits 42 de mise en forme par modulation de largeur d'impulsion (PWM en anglo-saxon pour Pulse Width Modulation), et l'étage 43 de puissance sont réalisés en analogique.
En conclusion, l'aéronef 10 va donc évoluer en générant par la loi 20 de pilotage, une nouvelle commande C c jusqu'à ce que la position de l'appareil soit satisfaisante, c'est-à-dire conforme aux commandes du pilotage. Dans ce cas, la position commandée C du moteur 50 ou de la
c gouverne 11 sera nulle et la loi de commande Vc du moteur ne sera plus qu'alimentée par le moteur lui-même via le courant à travers le gain KI si des efforts résiduels doivent être fournis. Dans le cas où le moteur ne fournit pas de couple, donc pas de courant, la tension commandée Vc sera nulle, et l'ensemble au repos en position stable.
c gouverne 11 sera nulle et la loi de commande Vc du moteur ne sera plus qu'alimentée par le moteur lui-même via le courant à travers le gain KI si des efforts résiduels doivent être fournis. Dans le cas où le moteur ne fournit pas de couple, donc pas de courant, la tension commandée Vc sera nulle, et l'ensemble au repos en position stable.
Claims (7)
1. Dispositif de commande d'un élément aérodynamique (11) d'un aéronef (10), comprenant un moteur (50) alimenté sous une tension commandée (Vc) fournie par un circuit (30) de commande recevant, au moins, d'une part, des informations (I) provenant du moteur (50), et, d'autre part, une valeur commandée ( o c) de position de l'élément aérodynamique (11) provenant d'une loi (20) de pilotage, caractérisé en ce que, ledit moteur (50) étant en prise mécanique directe avec l'élément aérodynamique (11) à commander, ledit circuit (30) de commande comporte des moyens (310, 320) de calcul, à partir de la valeur commandée (6c) de position, d'une vitesse de rotation commandée ( Q c) dudit moteur (50), un premier amplificateur (340) de l'intensité (I) du courant traversant le moteur, et un additionneur (380) fournissant un signal proportionnel à la somme d'au moins les signaux issus desdits moyens (310, 320) de calcul de la vitesse de rotation commandée ( c et dudit premier amplificateur (340).
2. Dispositif de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens (310, 320) de calcul comportent un filtre dérivateur (310) et un limiteur (320) de seuil égal à la vitesse de rotation maximale actuelle (#max).
3. Dispositif de commande selon l'une des revendications I ou 2, caractérisé en ce que ledit additionneur (380) additionne également un signal provenant d'un deuxième amplificateur (350) de ladite valeur commandée ( 6 c) de position.
4. Dispositif de commande selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit moteur (50) étant alimenté par un étage (43) de puissance comprenant au moins un amplificateur de puissance de tension nominale donnée (VN), alimenté sous une tension effective donnée (V ), ledit circuit (30) de commande comporte à la suite
s dudit additionneur (380) un circuit multiplicateur (390) de coefficient égal au rapport (VN/Vs) de ladite tension nominale à ladite tension effective.
5. Dispositif de commande selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit circuit (30) de commande comporte un circuit (400) de commande à impulsion fournissant un signal de sortie supérieur ou égal à un seuil donné (VO) lorsque le signal d'entrée est inférieur audit seuil.
6. Dispositif de commande selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le gain (KI) dudit premier amplificateur (340) est ajustable en fonction de la température.
7. Dispositif de commande selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit circuit (30) de commande est réalisé en numérique.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9011738A FR2667043B1 (fr) | 1990-09-24 | 1990-09-24 | Dispositif de commande d'un servo-moteur reversible d'aeronef. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9011738A FR2667043B1 (fr) | 1990-09-24 | 1990-09-24 | Dispositif de commande d'un servo-moteur reversible d'aeronef. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2667043A1 true FR2667043A1 (fr) | 1992-03-27 |
| FR2667043B1 FR2667043B1 (fr) | 1993-08-13 |
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ID=9400575
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9011738A Expired - Fee Related FR2667043B1 (fr) | 1990-09-24 | 1990-09-24 | Dispositif de commande d'un servo-moteur reversible d'aeronef. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2667043B1 (fr) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4667472A (en) * | 1984-12-28 | 1987-05-26 | The Boeing Company | Electric integrated actuator with variable gain hydraulic output |
-
1990
- 1990-09-24 FR FR9011738A patent/FR2667043B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4667472A (en) * | 1984-12-28 | 1987-05-26 | The Boeing Company | Electric integrated actuator with variable gain hydraulic output |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| AIRCRAFT ENGINEERING. vol. 59, no. 2, février 1987, LONDON GB pages 24 - 30; J.A.P White: "The development of electromechanical actuation for aircraft systems" * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2667043B1 (fr) | 1993-08-13 |
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Effective date: 20070531 |