FR2740570A1

FR2740570A1 - Procede et dispositif de suivi de terrain perfectionne pour aeronef

Info

Publication number: FR2740570A1
Application number: FR8410263A
Authority: FR
Inventors: Xavier Chazelle; Jean Pierre Desvigne; Philippe Blondy
Original assignee: Dassault Electronique SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 1984-06-28
Filing date: 1984-06-28
Publication date: 1997-04-30

Abstract

La commande d'un aéronef en suivi de terrain fait intervenir une courbe de garde (CG), qui est le lieu des points franchissables par l'aéronef en fonction de sa position instantanée. Pour un obstacle donné de sommet (M), on met en oeuvre un premier asservissement de cabré, qui tend à maintenir la courbe de garde sur l'obstacle, et fournit un premier ordre provisoire de facteur de charge en cabré. Un second asservissement, de piqué, a au contraire pour but d'asservir le premier point franchissable de la courbe de garde à demeurer sur l'obstacle, et il fournit un ordre provisoire de facteur de charge en piqué. On prend le plus faible des deux facteurs de charge, et ceci est généralisé à tous les obstacles à rencontrer, pour lesquels on prend naturellement le plus élevé des facteurs de charge individuels desdits obstacles.

Description

Procédé et dispositif de suivi de terrain perfectionné pour aéronef.

L'invention concerne le vol des aéronefs en suivi de terrain.

Les radars modernes permettent d'acquérir une connaissance précise du terrain que s'apprête à survoler un aéronef ou avion, à des distances assez importantes devant celui-ci.

On sait par ailleurs qu'un avion qui vole en suivi de terrain a beaucoup moins de chances d'être détecté. Encore faut-il qu'il survole les obstacles à une hauteur de sécurité suffisante. On considère aussi que le franchissement doit s'effectuer en vol horizontal, ou plus exactement avec un vecteur vitesse instantané horizontal.

Les automatisme destins au pilotage d'un avion ont eux aussi considérablement progressé. I1 est maintenant envisageable de les faire opérer à partir d'informations tiré@s d'un radar de suivi de terrain. Toutefois. la mise en oeuvre d'automates de pilotage ainsi commandés soulève de réelles difficultés, qui tiennent notamment aux particularités de ces automates, et aussi au fait que le pilote humain peut intervenir dans la chaîne de commande.

Dans ces conditions, la présente invention a pour but essentiel d'améliorer les performances des techniques de suivi de terrain.

Elle a également pour but de rendre la relation entre résultats et valeurs de consigne aussi indépendante que possible de la vitesse de l'avion et de la hauteur de l'obstacle, au moment où le processus de suivi de terrain commence à prendre effet.

L'invention part d'un procédé de commande d'un aéronef en suivi de terrain, dans lequel on dispose d'informations sur les obstacles présents devant l'aéronef, tirées notamment d'un détecteur tel qu'un radar, on établit à tout instant un ordre de commande en facteur de charge, ordre qui est transmis aux servocommandes correspondantes de l'aéronef, et on asservit cet ordre déterminant une courbe de garde, qui est le lieu des points franchissables par l'aéronef, en fonction de sa position instantanée.

Dans la suite, le met obstacle désigne la plupart du temps le point haut de l'obstacle.

Selon l'invention, l'établissement de l'ordre de commande comprend les étapes suivantes a) mettre en oeuvre pour un obstacle donné un premier asser
vissement, relatif au cabré, tendant à asservir la courbe
de garde à rester sur cet obstacle, et fournissant un ordre
provisoire de cabré, b) mettre en oeuvre, pur le même obstacle, un second asser
vissement, relatif au piqué, tendant à asservir le premier
point francissable de la courbe de garde à demeurer sur
l'obstacle, et fournissant un ordre provisoire de piqué, c) retenir comme ordre indis 1uel associé n cet obstacle celui
des deux ordres provisoires qui présente la valeur
la plus faible, d) répéter les opératifDns a) à c) pour ltenemble des obsta-
cles à prendre en compte devant l'aéronef, et retenir comme
ordre définitif pour les servocommandes de l'aéronef le
plus élevé desdits ordres individuels.

Selon un autre aspect de l'invention : - l'étape a) comporte la détermination de la dérivée tempo
relle d'une grandeur d'écart qui est la distance du point
haut de l'obstacle à la courbe de garde, puis la détermi
nation, par intégration, de la grandeur d'écart elle-même;
et - l'étape b) comporte la détermination de la dérivée temporelle
d'une autre grandeur d'écart qui est la distance du point
haut de l'obstacle au lieu des premiers points franchissables,
puis la détermination, par intégration, de cette autre gran
deur d'écart.

Plus précisément encore, l'ordre provisoire issu du premier asservissement est de la forme

où #t est le pas d'échantillonnage de l'ordre, y est un nombre réel positif de préférence voisin de 6, V est la vitesse de l'avion, a l'angle formé par le vecteur vitesse ce l'avion sur la normale à la courbe de garde qui passe par le point haut de l'obstacle, et T1 est une constante de temps choisie.

Selon encore un autre aspect de l'invention, le premier asservissement tient compte d'un facteur de charge nominal au cabré, prédéterminé, tandis que le second asservissement tient compte d'un facteur de charge au piqué déterminé par la relation :
2V
@ = - - sin ' /2
r - d s i n où V est la vitesse de l'aéronef, @ l'angle que forme son vecteur vitesse sur l'horizontale, et Él un paramètre de dis- tance qui sera défini Flus loin.

De son côté, l'ordre provisoire issu du second asservissement est de la forme
r2 = rp + 2 V/d (e2 +T2 e2) Y2.#t où At est le pas d'échantillonnage de l'ordre, y2 est un nombre réel positif, de préférence voisin ae 4, V est la vitesse de l'avion, et T2 une constante de temps choisie.

Très avantageusement, l'ordre de facteur de charge au piqué est limité à une valeur inférieure à la valeur nominale, telle que #min = # # #po avec # voisin de 1,5.

Les deux asservissements sont du premier ordre, ou, de préférence, d'ordre zéro.

En pratique, le premier asservissement possède une constante de temps, de l'ordre de 3 secondes, légèrement supérieure à celle du second asservissement, qui est de l'ordre de 2 secondes.

L'invention concerne aussi les dispositifs pour la mise en oeuvre du procédé.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention appa- raîtront à l'examen de la description détaillée ci-après, et des dessins annexés, sur lesquels - la figure 1 est un diagramme X-Z montrant l ' l'évolution d'un
avion dans un plan vertical selon une trajectoire théorique; - la figure 2 illustre le façon Olus détaillée certaines par
ties de la figure 1; - la figure 3 est encore une autre illustration de même nature
que la figure 1; - la figure 4 illustre la trajectoire théorique d'un aéronef
à partir de phases de cabré-piqué selon l'invention; - la figure 5 illustre un mode de réalisation détaillé du
premier asservissement selon l'invention;; - la figure 6 est un diagramme comparable aux figures 1 à 4
et permettant de mieux comprendre l'asservissement de la
figure 5; - la figure 7 est une version simplifiée de l'asservissement
de la figure 5; - la figure 8 est un diagramme x-y permettant de définir les
conditions de stabilité de l'asservissement de la figure 5; - la figure 9 est un mode de réalisation détaillé du second asservissement
selon l'invention ; et la figure 9A en est une version 3 silmlifiée; - la figure 10 permet de mieux comprendre certaines parties
de l'asservissement de la figure 9; - la figure 11 qui se subdivise en figures 1A et 11B illustre la réponse
des asservissements pour la trajectoire théorique - la figure 12 qui se subdivise en figures 12A à 12C fait
apparaître le mode de fonctionnement du procédé et du
dispositif selon l'invention: - la figure 13 illustre la combinaison des deux ordres obtenus
selon l'invention; - les figures '4A et !4B permettent de mieux comprendre les
performances des premier et second asservissements selon
l'invention:: - la figure 15 illustre les deux courbes d'ordre nul des deux
asservissements selon l'invention, respectivement; et - la figure 16 est un diagramme distance/vitesse qui carac
térise le comportement du suivi de terrain selon l'inven-
tion en terrair plat.

La description détaillée ci-après s'intéresse aux évolutions dans un plan vertical d'un avion en vol "suivi de terrain".

L'avion est supposé muni d'un radar de suivi de terrain convenable, et de servomécanismes de commande d'altitude, piqué, cabré ou vol horizontal.

Sur la figure 1, le point A définit un avion en vol horizontal à une hauteur h au-dessus d'un sol plat. Le point M est le
o sommet d'un obstacle, pylône par exemple, que l'avion doit survoler d'une hauteur ho , et avec un vecteur vitesse norizontal.

La Demanderesse a observé que l'on peut définir une trajectoire idéale pour l'avion, de la manière suivante - tout d'abord phase de cabré selon un facteur de charge
nominal #co - puis à partir du point de commutation C, phase de piqué au
facteur de charge nominal npo
Les trois grandeurs h0 , nco et npo caractérisent le suivi de terrain. On rappelle qu'en aéronautique les facteurs de charge sont mesurés par rapport à g, l'accélération de la pesanteur.

Si l'on admet que l'avion conserve une vitesse constante V sur toute sa trajectoire, les trajectoires de cabré et de piqué sont deux arcs de cercle tangents au point C, et de centres respectifs Q c et Q p , et de rayons respectifs Rco et Rpo' avec:
2 2 Rco = et Rpo =
@co.g @po.g
On note Ro = Rco + Rco , XA et ZA les coordonnées du point A,
X et Z celles du point M. dans un repère absolu.

I1 apparaît alors que le lieu des points franchissables avec une trajectoire idéale (l'avion étant en A en vol horizontal) est un cercle CG, de rayon R , et centré au point Qo de coordonnées (XA . ZA-ho+Ro).

Cette observation est généralisable aux cas où la pente du vecteur vitesse de l'avion est quelconque, car il suffit alors de considérer que L'avion est à la position correspondant à cette pente sur le cercle à cabrer (points A' et A" par exemple).

De plus, ce qui précède est vrai, même si le facteur de charge exécuté par l'arion est différent de nco En effet (figure 2), lorsque l'avion est sur le cercle à piquer, il existe toujours un point de comutation C associé à un cercle à cabrer.

Dans le cas général, le lieu des points M franchissables selon la trajectoire idéale, lieu dit "courbe de garde1,1 est un cercle de rayon R et de centre

<tb> <SEP> XA <SEP> - <SEP> Rco <SEP> sin <SEP> γ
<tb> Qo
<tb> <SEP> ZY <SEP> - <SEP> Rco <SEP> (1-cos <SEP> γ) <SEP> <SEP> - <SEP> ho <SEP> + <SEP> Ro
<tb>
Le "premier point franchissable" noté P est à son tour défini comme suit - si Y est nul ou négatif (points A et A"; figure 1), c'est le
point Po situé à ho sous l'avion en A; ses coordonnées sont :

<tb> <SEP> - <SEP> R <SEP> sln <SEP> y <SEP>
<tb> P <SEP> co <SEP>
<tb> <SEP> |ZA <SEP> - <SEP> RCo <SEP> <SEP> (1-cos <SEP> y) <SEP> - <SEP> ho
<tb> - si y est positif (noint A'), le point P est sur la courbe de garde, et tel que " =

Le point P définit l'extrémité proximale de la zone utile de
La courbe de garde, frenchissable au facteur de charge nominal #po.

On peut ainsi associer @ l'avion, en toute position de celui ci, une courbe de garde qui sert de base au suivi de terrain: a) lorsque la courbe de garde touche le point haut M ce
l'obstacle, l'avion situé en Ao (figure 3) entame le cabré
à une distance Do de l'obstacle. Pendant toute la phase de
o
cabré, la courbe de garde va rester immobile par rapport
au terrain, en passant donc toujours par le point M. te
premier point franchissable P, pour sa part, progresse
sur la courbe de garde, en fonction de l'angle y, de PO
vers M.

b) Lorsque l'avion atteint le point de commutation C, à une
distance (horizontale) Dc de l'obstacle, le point P est
en M. L'avion entame alors la phase de piqué, pendant
laquelle le point P reste en M. La courbe de garde reprend
alors son mouvement de translation, en glissant sur le
point P, donc sur M. Au moment du franchissement de l'ob
stacle, le point M se situe, à l'égard de la position Af
de l'avion, comme était le point PO à la position Ao de
l'avion.

On peut montrer que

h étant la hauteur de l'obstacle.

La figure 4 montre un exemple de trajectoire théorique, avec

<tb> #V <SEP> = <SEP> 300 <SEP> m/s <SEP> (#co <SEP> <SEP> = <SEP> 1 <SEP> g
<tb> = <SEP> = <SEP> 500 <SEP> m <SEP> @ <SEP> <SEP> = <SEP> -0,5 <SEP> g
<tb> <SEP> t <SEP> h <SEP> = <SEP> 100 <SEP> m
<tb> I1 en résulte

Rco = 9174 m Do = 5222 m
Rpo = 18348 m Dc = 3481 m
Ro = 275522 m
En réalité, les ordres élaborés pour commander l'avion sont échantillonnés selon un pas At.Les expérimentations qu'a effectuées la Demanderesse montrent alors que - le vol horizontal n'est pas correctement obtenu, l'avion
oscillant rapidement entre phases de piqué et de cabré,
et surtout - la hauteur de passage au-dessus de l'obstacle varie considé
rablement.

Une analyse plus poussée a montré l'origine de cet effet néfaste - du fait de l'échantillonnage, l'ordre à cabrer arrive trop
tard, alors que l'obstacle est déjà entré dans la courbe
de garde; - l'ordre à piquer arrive trop tard lui aussi, alors que le
premier point franchissable a nettement dépassé l'obstacle; - enfin, pendant le piqué tout se passe comme si l'obstacle
à franchir était en P, position du premier point fran
chissable.

L'invention va permettre de remédier à ces problèmes, en utilisant un double asservissement que l'on décrira ci-apras.

Le schéma de principe r3 l'asservissement de cabré est illustré sur la figure 5.

La grandeur d'entrée # est une grandeur d'erreur que l'asservissement doit en principe annuler. Elle représente la distance à la courbe do garde.

On note #co le facteur de charge à cabrer en m/s, avec #co = g . #co . V est vitesse instantanée de l'avion,mesuree classiquement. r est i Facteur de charge réel de l'aion, mesuré à partir de la centrale inertielle de bord. On sait en déduire la position absolue de l'avion, et par conséquent l'angle a que forme le vecteur vitesse V de l'avion avec la droite QoM (figure 6), étant rappelé que le point M est déterminé par le radar de suivi de terrain, et que le point
Qo , centre du cercle de garde CG, est déterminable par calcul numérique, connaissant le point M et la position A de l'avion.

Sur la figure 5, un premier comparateur 10 reçoit sur une entrée additive le signal représentant E, et sur une entrée soustractive le signal d'une boucle de contre-réaction 19.

Sa sortie est appliquée à une entrée soustractive d'un second comparateur 11 dont une entrée additive reçoit le signal d'une autre boucle comportant un opérateur multiplicatif 18, de facteur T1.

La sortie du second comparateur 11 est appliquée à un autre opérateur multiplicatif 12, de facteur K1. La sortie de celuici est appliquée à une entrée additive d'un troisième compa- rateur 13, dont une autre entrée additive reçoit un signal de commande x = #co. La sortie du comparateur 13 fournit un ordre de facteur de charge #com
Aussitôt après, le bloc 14 schématise la réponse de l'avion à l'ordre, réponse qui est en principe totale (fonction de transfert unité). On note néanmoins r le facteur de charge exécuté par l'avion.

Le signal représentant (tiré des instruments ce bord) est appliqué à l'entrée soustractive d'un quatrième comparateur 15, dont l'entrée additive reçoit Le signal représentant ce
Ensuite intervient r un opérateur multiplicatif 16 de facteur
V.cos α . Sa sortie fourrit une grandeur è (dérivée temporelle #co . g
de e), qui est appliquée à la fois à l'opérateur 18 précité, et à un intégrateur 1@, lequel fournit donc un signal e, qui transite par la boucle 9.

La Demanderesse a observé qu'un tel asservissement est satisfaisant pour le cabré, sous réserve de ses conditions de stabilité, et compte tenu de l'échantillonnage inhérent à un calcul numérique (logiciel ou matériel) de l'ordre.

L'ordre en facteur de charge s'écrit
#com = #co + K1 (e + T1 . e)
com co
La fonction de transfert global de l'asservissement s'écrit
e = # #
1 + #p
#co.g avec # = T1 + #1 et #1 =
K1.V.cos α
Le fonctionnement de l'asservissement s'interprète de la manière suivante (figure 6) : e est la mesure algébrique de la distance MN entre le haut M de l'obstacle et la courbe de garde CG. Ici, e est négatif si M est en dehors (au-dessous) du cercle de garde CG, et positif s'il est à l'intérieur ou au-dessus de ce même cercle.

Le choix de la constante de temps T s'effectue compte tenu de la performance désirée pour l'asservissement en temps de réponse. Une valeur de l'ordre de 3 secondes est actuellement considérée comme satisfaisante. Il est avantageux de la relier au pas d'échantillonnage At, ce qui donne :
# = T1 + T1 = kAt I1 reste à choisir les coefficients T1 et T1 pour préserver la stabilité de l'asservissement, compte tenu de l'échantil- lonnage de l'ordre.

La figure 7 définit de manière synthétique simplifiée l'asser- vissement de cabré, en termes de fonction de transfert - les éléments 10 et 1| sont résumés par le seul comparateur 20; - l'élément 16 devient 26, étant observé que les effets des
comparateurs 13 et 15 se composent, et que la coopération
1 V.cos @
de 12 et 16 donne @/ car = K1 . ;
1 #1 #co.g - un échantillonneur bloqueur 30. de pas #t, est ajouté sur
la boucle unique de réaction 29, qui résume les deux
boucles 18 et 19.

La Demanderesse a observé que Les conditions ce stabilité sans oscillation peuvent s'écrire:

T1 + @1
> 0 #t
> 0 #1
2T1
2 - - #t > 0
@ #
T1 + #t T1 (1 - ) + 4 > 0 #1 #1 T1
#1 ou encore, en posant x = et y =
#t #t

y (x + y) > 0 y > 0 2y (y - x - 1/2) > O (x+y) - 2(y-x) + 1 > 0
La figure 8 montre, dans le plan x,y, le domaine DS assurant la stabilité du système sans oscillation.

Bien qu'on puisse choisir différents points de ce domaine DS, il a été observé que sont particulièrement avantageux les points de l'axe y (condition x=0), et que d'autre part (à pas d'échantillonnage Èt fixé), les points où la performance de l'asservissement demeure la même sont sur une droite d'équation x+y = k.

La Demanderesse préfère actuellement -!ue y soit de l'ordre de 6, typiquement 6,25. Il vient alors :
K1 #1 = #co + (e + T1 . é)
g.

co 1 avec K1 = . et de préférence T1 = 0.

6,25 . #t V cos @
Il est précisé que :
e = Ro - |QoM| e = (V - γ . RCO) cos α

X(Qo) = XA - Rco sin Y
Z(Q0) = Z ZA - Rco (1 - cos y) + Ro - h
O A CO O O
X - X(Q0) Z - Z(Q0)
cos α = cos γ + sin γ
# #
#1 = g . #com est ainsi l'ordre de facteur de charge à cabrer fourni par le premier asservissement.

Le schéma de principe de l'asservissement de piqué est illustré sur la figure 9.

Il s'agit comme précédemment d'un asservissement de premier ordre (à la base), dont la grandeur d'entrée E est en principe annulée. Elle représente la distance au lieu des points franchissables.

#p désigne (en m/s) le facteur de charge à piquer, avec rp = g . n p . Ce facteur de charge peut être différent de celui de la trajectoire idéale, #po = g . npo . V demeure la vitesse instantanée le l'avion. d est définie plus loin.

La grandeur d'erreur est nté e2 , e sa dérivée temporelle e2.

La structure générale de l'asservissement est la même qu'auparavant; les éléments qui se correspondent entre les figures 5 et 9 (ainsi que 7 et 11) ont les mêmes références numériques, modulo 30. On note cependant : - la substitution de r à r
p co - l'intervention de K2 et T2 au lieu de K1 et T1 ; et - l'existence d'un facteur multiplicateur différent, d/2V
dans l'opérateur 46.

L'ordre en facteur de charge est
F com p + K2 (e2 + T2 e2)
2V avec #p = - sin γ/2
d
La fonction de transfert globale est 1
e2 = 1 + #p avec

<tb> # <SEP> = <SEP> T2 <SEP> + <SEP> #2
<tb> <SEP> 2V
<tb> #2 <SEP> =
<tb> K2.d
<tb>
Cet asservissement de piqué a pour rôle 'asservir le premier point franchissable P sur le point haut M de l'obstacle (tel que perçu par le radar de suivi de terrain).

Son fonctionnement s'interprète de la manière suivante
(figure 10) - on définit une droite A qui passe à ho sous la position A de
l'avion, et possède une pente Y/2. Cette droite est le lieu
des premiers points franchissables par l'avion (qui possède
par hypotèse une altitude telle que soit positif); - l'asservissement a alors pour but d'asservir la droite
à passer par le point haut M d l'obstacle, et la grandeur e2 est la distance entre le point M et la droite @. e e2 est
négatif, par convention, lorsque M est sous la droite
La Demanderesse a observé cille ceci peut être obtenu avec un asservissement du premier ordre, tel qu'illustré figure 9, avec
d = (X -XA) cos γ/2 + (Z- ZA + ho) sin γ;/2 les notations étant les mêmes que précédemment.

Géométriquement, d est la projection sur la droite È de la distance entre le point A et le point Af situé à ho au-dessus du point M (sur le cercle à piquer) :
d = 2 . R . sin Y/2 @
Etant observé que ce second asservissement est prépondérant quant à la qualité du suivi de terrain, la Demanderesse estime que son paramètre T doit être inférieur au précédent, avec, typiquement, T = T2 + 2 &num; 2 secondes.

Le schéma synthétique simplifié de l'asservissement échantillonné apparaît sur la figure 9A, qui aux Paramètres T2 et T2 près, est identique à la figure 7.

Les conditions de stabilité sont donc les mêmes que précédemment, avec
T2 #2
x2 et y2 =
#t #t
Typiquement, on prend x2 = O et y2 = 4 pour #t = 0,5 s, soit T2 = O et T2 = 4 #t, d'où

K2 @2 = @p + [e2 + T2 . e2]
g
2V = - sin @@2
p d.g 1 V
K2 = 1/2 . V/d étant précisé que :

e2 = - (X - XA) sin @2 - (Z - Z1 + ho) cos γ/2 e2 = - V sin γ/2 - 1/2 d
Il convient maintenant d'exam;ner la mise en oeuvre des asservissements.

Les figures 11A et 11B l'illustrent dans le cas d'une trajectoire théorique (Fig. 11A) ou idéale pour un seul obstacle qui est un pylône. ta Fig. 11B montre que - l'ordre #1 suit l'ordre théorique pendant la phase de cabré; - l'ordre n2 suit l'ordre théorique pendant la phase de piqué;
en même temps, l'ordre #1 devient inexploitable car α = 900
et cos a = 0 ; - l'ordre n2 permet donc d'écourter la phase ae cabré.

De préférence, le calcul de l'ordre n1 est interrompu dès iors que l'angle a calculé atteint une valeur maximale, typiquement 88 .

On considère maintenant que le radar de suivi de terrain a repéré une suite d'obstacles de points hauts Mi. Il en résulte, pour chacun d'eux, un ordre de cabré li et un ordre de piqué #2i.

L'ordre ni attribué à l'obstacle Mi est alors le plus faible des deux, soit :
mi = inf (#1i , #2i) tandis que l'ordre global de suivi de terrain est le plus élevé des mi , soit
= supi(@i)
En pratique, pour permettre à l'asservissement de pique d'assurer un franchissement d'obstacle correct, on ne limite pas l'ordre à pique au facteur de charge nominal de piqué #po, mais à une valeur inférieure #min = @ . @po avec @ @oisin de 1,5
Dans la réalité, interviennent également la réponse au servomécanisme de l'avion N l'ordre de facteur de charge au'il reçoit, et aussi la quantification en distance de la mémoire de terrain qui définit les obstacles (en général à Partir d'un radar). ta Demanderesse a procédé à des expériences tenant compte de ces conditions. Les résultats en apparaissent sur les figures 12 à 14.

Les conditions étaient les suivantes - vitesse avion 300 m/sec - obstacle défini par un pylône de 500 m - hauteur de survol ho = 100 m (en valeur relative, compte non tenu de l'accé - #co = 1,0 g
lération de la pesanteur) - #po =-0,5 g (en valeur relative) - servomécanismes avion caractérisés par :
X1 = O , Y = 6,25 ; X2 = O , Y2 = 4
La figure 12A montre que la trajectoire obtenue (trait plein) est très proche de la trajectoire théorique (trait pointillé).

La hauteur de passage obtenue est 100,012 m au-dessus du pylône.

La figure 12B compare le facteur de charge ordonné # aux facteurs de la courbe théorique (@co suivi de @po, en tireté).

La figure 12C illustre la pente du vecteur vitesse de l'avion, et montre que celui-ci est bien horizontal, lors du passage à la verticale du pylone.

La figure 13 détaille l@ fonctionnement des deux assevissements selon l'invention, les ordres @p et @c étant relatifs à l'obstacle pylône - dans la phase S1, l'ordre pylone à piquer #p est très élevé; l'ordre
pylône à cabrer #c est plus faible; mais, étant négatif,
il est domine oar un ordre nul, compte tenu du terrain plat
en amont du pylône. L'avion est en vol horizontal; - dans la phase S2 , l'ordre à cabrer, qui demeure le plus
faible, est pris en corrFte, car il domine maintenant l'ordre nul lié au
terrain plat; - dans la phase S3 , c'est l'ordre à piquer, devenu le plus
faible, qui est pris en compte, jusqu'à la fin de la
manoeuvre de franchissement.On note que l'ordre à cabrer
augmente très vite (cos α # 0)
La figure 14A montre que la distance à la courbe de garde demeure fixe, et nulle, dès le début de la phase S3. La figure
14B montre que la distance du sommet M du pylône au "lieu des points franchissables" devient très vite pratiquement nulle.

Les performances du suivi de terrain ainsi obtenu sont donc excellentes.

Il convient encore d'examiner son fonctionnement en vol horizontal stabilisé, sur terrain plat.

La figure 15 illustre les courbes d'ordre nul C1 et C2 des deux asservissements. Leurs équations sont
#co
(C1) p = Ro + (en coordonnées polaires centrées
en Qo)
(C2) z = zA - ho
Ces deux courbes se coupent à une distance do (horizontale) devant l'avion. On vérifie que l'ordre est nul à toute distance inférieure à do. Le terrain plat pilote donc l'avion jusqu'à la distance do.

La Demanderesse a établi la relation do = f(V) pour les conditions particulières d'expérimentation précitées. I1 apparaît que cette relation ne dépend pas de ho. La courbe, illustrée sur la figure 16, est pratiquement une droite, d'équation
d 2 . 6,25 . t . V
o
soit, pour #t = 0,5 s
do = 6,25 V
Enfin, des expériences complémentaires ont été conduites en faisant varier la hauteur de l'obstacle et la vitesse de l'avion, respectivement de 2G à 1000 mètres et de 175 à 300 m/s; dans tous les cas, la hauteur de passage au-dessus de l'obstacle est respectée à 1% près.

Claims

Revendications.

1.- Procédé de commande d'un aéronef en suivi de terrain, dans lequel on dispose d'informations sur les obstacles présents devant l'aéronef, tirées notamment d'un détecteur tel qu'un radar, on établit à tout instant un ordre de commande en facteur de charge, ordre qui est transmis aux servocommandes correspondantes de l'aéronef, et on asservit cet ordre déterminant une courbe de garde (CG), qui est le lieu des points franchissables par l'aéronef en fonction de sa position instantanée, caractérisé en ce que l'établissement de l'ordre de commande comprend les étapes suivantes a) mettre en oeuvre pour un obstacle conné un premier asser

vissement, relatif au cabré, tendant à asservir la courbe

de garde à rester sur cet obstacle, et fournissant un ordre

provisoire de cabré (#1i = g.#1i) b) mettre en oeuvre, pour le même obstacle, un second asser

vissement, relatif au piqué, tendant à asservir le premier

point franchissable de la courbe de garde à demeurer sur

l'obstacle, et Fournissant un orare provisoire de piqué

(#2i = g.#2i), c) retenir comme ordre individuel (ni) associé à cet obstacle

celui des deux ordres provisoires (#1i,#2i) qui présente

la valeur la 'plus faible, d) répéter les opérations e.) à c) r,n.ur l'ensemble des obstacles

à prendre en compte devant l'aéronef, et retenir comme

ordre définitif pour les servocommandes de l'aéronef le

plus élevé desdits ordres individuels (@ - sup@ 2. - Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que : - l'étape a) comporte la détermination de la dérivée tempo

relle (e) d'une grandeur d'écart qui est la distance du

point haut (M) de l'obstacle à la courbe de garde, puis la

détermination, par intégration, de la grandeur d'écart elle

même (e); et - l'étape b) comporte la détermination de la dérivée tempo

relle (e2) d'une autre grandeur d'écart qui est la distance

du point haut de l'obstacle au lieu des premiers points

franchissables, puis la détermination, par Intégration, de

cette autre grandeur d'écart (e2).

3.- Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'ordre provisoire issu du premier asservissement est de la forme

<tb> #1 <SEP> #co <SEP> 1 <SEP> 1

<tb> <SEP> = <SEP> #1 <SEP> + <SEP> . <SEP> (e <SEP> + <SEP> T1 <SEP> . <SEP> e)#

<tb> <SEP> y#t <SEP> Vcosα

<tb> où (#t) est le pas d'échantillonnage de l'ordre, (y) est un nombre réel positif, de préférence voisin de 6, (V) est la vitesse de l'avion, (α) l'angle formé par le vecteur vitesse de l'avion sur la normale à la courbe ae garde qui passe par le point haut de l'obstacle, et (T1) est une constante de temps choisie.

4.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le premier asservissement tient compte d'un facteur de charge nominal au cabré (#co = g.#co), prédéterminé, tandis que le second asservissement tient compte d'un facteur de charge au piqué déterminé par la relation

2V @p = - sin y/2 = g . #

d où (V) est la vitesse de l'aéronef, (Y) l'angle que forme son vecteur vitesse sur l'horizontale, et (d) un paramètre de distance défini plus haut.

5.- Procédé son la revendication 5, caractérise en OC rjue l'ordre provisoire issu du second asservissement est de la forme

2 V

. - - . (@2 + @2 - @2)

2 p d

y2.#t où (#t) est le pas d'échantillonnage de l'ordre, (y2) est un nombre réel positif, de préférence voisin de 4,(V) est la vitesse de l'avion, et (T2) une constante de temps choisie.

6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce e l'ordre de facteur de charte au sinué est limité à une valeur inférieure à la valeur nominale, telle que

nmin = # . @po avec # voisin de 1,5.

7. - Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les deux asservissements sont d'ordre zéro.

8.- Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les deux asservissements sont du premier ordre.

9.- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le premier asservissement possède une constante de temps (T = T1 + T1) de l'ordre de 3 secondes, légèrement supérieure a celle (T = T2 + T2) du second asservissement, qui est de l'ordre de 2 secondes.

10.- Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une des revendications précédentes.