FR2809082A1 - Indicateur de marge de puissance pour un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere - Google Patents
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Abstract
- Indicateur de marge de puissance pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. - L'indicateur (1) comporte des moyens d'acquisition (M1, Mn) de paramètres de pilotage, des moyens de calcul (2) et des moyens d'affichage (3). Selon l'invention, les moyens de calcul (2) tiennent compte des valeurs du régime du rotor, ainsi que d'une valeur de consigne dudit régime du rotor, pour déterminer, quelle que soit la configuration de vol, une marge de puissance qui est telle que, lorsque le régime du rotor devient inférieur à ladite valeur de consigne, les moyens d'affichage (3) indiquent de réduire le pas collectif, jusqu'à ce que le régime du rotor retrouve la valeur de consigne.
Description
La présente invention concerne un indicateur de marge de puis-
sance pour un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère.
Un tel indicateur de marge de puissance est destiné à fournir des informations de marge de puissance disponible sur au moins un moteur et une boîte de transmission, généralement la boîte de transmission princi-
pale, dudit aéronef.
Par le brevet FR-2 756 256 de la demanderesse, on connaît un in-
dicateur de ce type, qui comporte: - des moyens d'acquisition qui déterminent les valeurs de paramètres de pilotage du moteur et de la boîte de transmission; - des moyens de calcul qui, à partir desdites valeurs des paramètres de
pilotage, reçues desdits moyens d'acquisition, et de valeurs de limita-
tion concernant ces paramètres de pilotage pour différents régimes du
moteur, déterminent pour chacun desdits régimes une marge de puis-
sance, chacune desdites marges de puissance étant déterminée pour le régime du moteur correspondant par rapport à une première limitation représentant la première des valeurs de limitation qui serait atteinte par l'un des paramètres de pilotage en cas de variation de la puissance; et des moyens d'affichage qui présentent, sur un écran de visualisation, lesdites premières limitations pour au moins certains desdits régimes, qui sont représentées sur une échelle graduée en équivalents de pas collectif et susceptible de défiler devant un index fixe qui indique le pas
collectif effectif, I'écart en pas collectif entre ledit index et l'une des-
dites premières limitations étant représentatif de la marge de puissance
correspondante.
Cet indicateur connu permet donc de présenter, à tout instant et de façon synthétique: - la valeur effective (actuelle) du pas collectif; et
- les valeurs des premières limitations pour chacun des régimes du mo-
teur considérés. On notera que, pour une configuration de vol AEO ("All Engine Operative"), pour laquelle tous les moteurs de l'aéronef fonctionnent, cet indicateur connu est suffisant à lui seul pour permettre à un pilote de
réaliser le pilotage, par rapport aux valeurs de limitation précitées du mo-
teur et de la boîte de transmission principale.
Toutefois, cet indicateur connu n'est plus suffisant, lorsqu'un
aéronef comprenant au moins deux moteurs se trouve dans une configura-
tion de vol OEI ("One Engine Inoperative"), pour laquelle au moins un mo-
teur dudit aéronef est défaillant.
En effet, dans ce cas, tant que l'on n'atteint pas une limitation
usuelle (dite "butée FADEC") qui est définie de façon connue par un sys-
tème de contrôle moteur du type usuel "FADEC", lorsque le pilote
augmente le pas collectif, la puissance augmente et la valeur du pas cou-
rant (représentée par l'index fixe précité) se rapproche de ladite limitation.
Le régime du rotor est donc régulé sur un régime nominal ou régime de
consigne, par l'intermédiaire dudit système de contrôle moteur. En revan-
che, dès que ladite limitation est atteinte, le régime du rotor chute, lorsque le pas collectif augmente. L'indicateur de marge de puissance connu et précité ne permet alors plus de piloter l'aéronef et un indicateur NR (de
régime du rotor) spécifique est nécessaire.
Par conséquent, en configuration de vol OEI, deux indicateurs dif-
férents (l'indicateur de marge de puissance et l'indicateur NR) sont néces-
saires pour permettre le pilotage. Ceci présente bien entendu des inconvé-
nients, notamment: - un encombrement important; - un confort réduit pour le(s) pilote(s), puisque deux indicateurs sont à surveiller; et - la nécessité d'une attention accrue du ou des pilote(s), notamment pour savoir lequel de ces deux indicateurs est opérant. L'indicateur de marge de puissance divulgué par le brevet FR-2 756 256 ne permet donc pas, à lui seul, de réaliser le pilotage pour toutes les configurations de vol.
La présente invention concerne un indicateur de marge de puis-
sance qui permet de remédier aux inconvénients précités.
A cette fin, selon l'invention, ledit indicateur du type comportant - des moyens d'acquisition qui déterminent les valeurs de paramètres de pilotage du moteur et de la boîte de transmission; - des moyens de calcul qui, à partir desdites valeurs des paramètres de
i 5 pilotage, reçues desdits moyens d'acquisition, et de valeurs de limita-
tion concernant ces paramètres de pilotage pour différents régimes du
moteur, déterminent pour chacun desdits régimes une marge de puis-
sance, chacune desdites marges de puissance étant déterminée pour le régime du moteur correspondant par rapport à une première limitation qui correspond à la première des valeurs de limitation qui serait atteinte par l'un des paramètres de pilotage en cas de variation de la puissance et des moyens d'affichage qui présentent, sur un écran de visualisation, lesdites premières limitations pour au moins certains desdits régimes, qui sont représentées sur une échelle graduée en équivalents de pas collectif et susceptible de défiler devant un index fixe qui indique le pas collectif actuel, l'écart en pas collectif entre ledit index et l'une desdites premières limitations étant représentatif de la marge de puissance correspondante, est remarquable en ce que lesdits moyens d'acquisition déterminent de
plus les valeurs du régime dudit rotor, et en ce que lesdits moyens de cal-
cul tiennent compte desdites valeurs du régime du rotor, ainsi que d'au moins une valeur de consigne dudit régime du rotor, pour déterminer, quelle que soit la configuration de vol, au moins une marge de puissance qui est telle que, lorsque le régime du rotor devient inférieur à ladite valeur de consigne, la première limitation correspondante qui est présentée par les moyens d'affichage indique au pilote de l'aéronef de réduire le pas
collectif, jusqu'à ce que le régime du rotor retrouve ladite valeur de consi-
gne.
Ainsi, grâce à l'invention, ledit indicateur de marge de puissance, tout en présentant les avantages de l'indicateur connu et précité, permet au pilote de maintenir le régime du rotor sur une valeur de consigne, et ceci quelle que soit la configuration de vol, c'est-à-dire aussi bien pour une
configuration AEO, que pour une configuration OEI.
Par conséquent, cet indicateur conforme à l'invention est suffi-
sant, à lui seul, pour réaliser le pilotage dans toutes les configurations de
vol considérées, ce qui permet de remédier aux inconvénients précités.
Selon l'invention, ladite valeur de consigne du régime du rotor, qui correspond, de préférence, à la valeur recommandée par le manuel de vol de l'aéronef: - dépend de la configuration de vol actuelle; et/ou
- représente un pourcentage d'une valeur de référence usuelle qui dé-
pend, de façon connue, de paramètres de vol, tels que la pression PO,
la température TO et la vitesse Vi de l'aéronef.
A titre d'illustration: - dans la configuration de vol AEO, ladite valeur de consigne représente, de préférence, 1 00% de la valeur de référence ("NR 100%"); et - dans la configuration de vol OEI, ladite valeur de consigne représente, par exemple entre 95% et 100%, de préférence 97%, de la valeur de
référence ("NR 97%").
En outre, dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens d'acquisition comportent une roue phonique usuelle montée sur ledit rotor, pour mesurer la valeur du régime dudit rotor. Bien entendu, d'autres
moyens de mesure connus peuvent également être utilisés.
Par ailleurs, avantageusement, pour une configuration de vol AEO, pour laquelle tous les moteurs de l'aéronef fonctionnent, lesdits moyens de calcul déterminent et lesdits moyens d'affichage présentent les marges de puissance relatives au moins: - à la puissance maximale en transitoire - à la puissance maximale au décollage; et
- à la puissance maximale en continu, précisées ci-dessous.
De plus, de façon avantageuse, lesdits moyens de calcul détermi-
nent et lesdits moyens d'affichage présentent, de plus, une marge de
puissance qui est telle que la première limitation correspondante repré-
sente une valeur de limitation pour le cas o un moteur de l'aéronef de-
vient défaillant.
Ceci permet d'obtenir pendant la configuration de vol AEO des
informations précises sur une éventuelle configuration de vol OEI ulté-
rieure de sorte que, en cas de panne d'un moteur, il n'existe pas de phase transitoire imprécise pour l'affichage, lors du passage de la configuration
de vol actuelle AEO à une configuration de vol OEI.
En outre, avantageusement, lesdits moyens d'affichage présentent un marquage unique pour le couple, qui illustre à la fois la puissance maximale au décollage et la puissance maximale continue et qui dépend
de la vitesse de vol de l'aéronef. La limitation continue ainsi obtenue per-
met d'autoriser le stationnaire en limitation de couple sans limitation de temps. Ceci permet, de plus, de mieux protéger la boîte de transmission
principale par une limitation plus réaliste.
Par ailleurs, selon l'invention, pour une configuration de vol OEI, pour laquelle au moins l'un des moteurs de l'aéronef est défaillant, ledit indicateur est susceptible d'indiquer les marges de puissance d'au moins l'un des deux modes suivants: - un premier mode, pour lequel on définit la limitation par rapport à la puissance de super urgence précisée cidessous; et - un second mode, pour lequel on définit la limitation par rapport à la
puissance maximale d'urgence précisée ci-dessous.
Pour ce faire, l'indicateur conforme à l'invention comporte de plus: - des moyens automatiques, pour déclencher ledit premier mode lors de l'apparition d'une défaillance d'un moteur; et - des moyens manuels susceptibles d'être actionnés par un pilote, pour réaliser une commutation dudit premier mode vers ledit second mode,
et inversement.
De façon avantageuse, pour ledit premier mode, lesdits moyens de calcul déterminent et lesdits moyens d'affichage présentent les marges de puissance relatives au moins: - à la puissance de super urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI; à la puissance maximale d'urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol AEO; et
- à la puissance intermédiaire d'urgence précisée ci-dessous, avec le ré-
gime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol AEO et éventuellement - à la puissance maximale d'urgence, avec le régime du rotor à la valeur
de consigne de la configuration de vol OEI.
De plus, avantageusement, pour ledit second mode, lesdits moyens de calcul déterminent et lesdits moyens d'affichage présentent les marges de puissance relatives au moins: - à la puissance de super urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI; à la puissance maximale d'urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI; et
- à la puissance intermédiaire d'urgence, avec le régime du rotor à la va-
leur de consigne de la configuration de vol AEO.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques
désignent des éléments semblables.
La figure 1 représente schématiquement un indicateur de marge de
puissance conforme à l'invention.
La figure 2 est un graphique illustrant la conversion entre la marge
de pas collectif et la marge de couple.
La figure 3 est un schéma synoptique illustrant le principe de cal-
cul conforme à l'invention.
Les figures 4 à 6 montrent les affichages réalisés selon l'invention respectivement pour différentes configurations de vol.
L'indicateur de marge de puissance 1 conforme à l'invention et re-
présenté de façon schématique sur la figure 1 est monté sur un aéronef à
voilure tournante, notamment un hélicoptère, non représenté, et est des-
tiné à fournir des informations de marge de puissance disponible sur au
moins un moteur et une boîte de transmission dudit aéronef.
De façon connue (par exemple par le brevet FR-2 756 256), ledit indicateur 1 de marge de puissance comporte: - des moyens d'acquisition M1 à Mn, par exemple des capteurs ou des
systèmes de contrôle des moteurs du type FADEC, pour déterminer dif-
férents paramètres de pilotage du ou des moteurs et de la boîte de
transmission, en particulier de la boîte de transmission principale, à sa-
voir notamment le régime Ng du générateur de gaz, le couple moteur Cm et la température T4 d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre; - des moyens de calcul 2 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons L1 à Ln respectivement aux moyens d'acquisition M1 à Mn et qui, à partir desdites valeurs des paramètres de pilotage, reçues desdits moyens
d'acquisition M1 à Mn, et de valeurs de limitation concernant ces pa-
ramètres de pilotage pour différents régimes du moteur, déterminent
pour chacun desdits régimes du moteur une marge de puissance, cha-
cune desdites marges de puissance étant déterminée pour le régime du
moteur correspondant par rapport à une première limitation corres-
pondant à la première des valeurs de limitation qui serait atteinte par l'un des paramètres de pilotage en cas de variation de la puissance; et des moyens d'affichage 3 qui sont reliés par une liaison 3A auxdits moyens de calcul 2 et qui présentent, sur un écran de visualisation 4, lesdites premières limitations pour au moins certains desdits régimes, premières limitations qui sont représentées sur une échelle 5 en forme de bandeau, graduée en équivalents de pas collectif et susceptible de
défiler devant un index fixe 6 qui indique le pas collectif effectif (ac-
tuel), l'écart en pas collectif entre ledit index 6 et l'une desdites pre-
mières limitations précisées ci-dessous étant représentatif de la marge
de puissance correspondante.
Comme on peut le voir sur la figure 1, lesdits moyens d'affichage 3 peuvent éventuellement présenter de plus, de façon connue, sur l'écran 4: - une rose des caps 7; et
- un altimètre 8.
De plus, la partie visible de l'échelle 5 de pas est limitée par une fenêtre non représentée et centrée par rapport à l'index fixe 6 de manière à cibler l'affichage sur les limitations importantes, c'est-à- dire sur celles
qui sont proches dudit index 6 indiquant le pas collectif actuel.
Selon l'invention, lesdits moyens d'acquisition déterminent de fa-
çon continue, par exemple à l'aide d'une roue phonique montée sur le ro-
tor et non représentée, la valeur actuelle effective NReff du régime dudit rotor de sustentation et d'avance, et lesdits moyens de calcul 2 tiennent compte desdites valeurs NReff du régime du rotor, ainsi que d'au moins une valeur de consigne NRcons dudit régime du rotor, pour déterminer, quelle que soit la configuration de vol, au moins une marge de puissance qui est telle que, lorsque le régime du rotor NReff devient inférieur, à une marge prédéfinie près, à ladite valeur de consigne NRcons, la première limitation correspondante qui est présentée par les moyens d'affichage 3 indique au pilote de l'aéronef de réduire le pas collectif, jusqu'à ce que le régime du rotor retrouve à une marge prédéfinie près ladite valeur de
consigne NRcons.
L'effet de la présente invention, qui est obtenu à partir des carac-
téristiques précitées et qui, comme indiqué précédemment, est innovant lorsque le régime rotor NReff s'écarte de la valeur de consigne NRcons, est mis en évidence à partir de la figure 2 qui illustre un graphique de
conversion de la marge de couple ACm en marge de pas collectif APc.
De façon connue, à partir du pas collectif effectif Pceff, on déter-
mine un couple correspondant Cmeff, en utilisant une courbe connue issue d'essais en vol, définissant la relation entre le couple Cm et le pas collectif
Pc, et dépendant du régime du rotor NReff.
Puis, à partir dudit couple Cmeff et d'un couple limite Cmlim, on
détermine la marge de couple ACm.
Tant que le régime effectif NReff du rotor correspond à la valeur de consigne NRcons, on déduit de la marge de couple ACm une marge de pas APc correspondante avec APc=Pclim-Pceff, pour laquelle on indique sur l'écran 4 le pas effectif Pceff avec l'index 6 et le pas limite Pclim comme première limitation. Toutefois, dès que le régime effectif NReff baisse et s'écarte de la valeur de consigne NRcons (en particulier lorsqu'une "butée FADEC" est atteinte), on obtient une marge APcl qui est différente de ladite marge APc. Grâce b l'invention, comme on le précisera plus en détail ci-dessous, dans ce cas, l'indicateur 1 indique au pilote qu'il faut réduire le pas d'une marge EPc pour l'amener de Pc1 à au moins Pclim de manière à ramener
le régime effectif NReff à la valeur de consigne NRcons.
Ainsi, grâce à l'invention, ledit indicateur 1 de marge de puis-
sance, tout en présentant les avantages de l'indicateur connu et précité,
permet au pilote de maintenir le régime effectif NReff du rotor sur une va-
leur de consigne NRcons, et ceci quelle que soit la configuration de vol, c'est-à-dire aussi bien pour une configuration AEO, pour laquelle tous les moteurs de l'aéronef fonctionnent, que pour une configuration OEI, pour
laquelle au moins l'un des moteurs dudit aéronef est défaillant.
Par conséquent, cet indicateur 1 conforme à l'invention est suffi-
sant, à lui seul, pour réaliser le pilotage dans toutes les configurations de
vol considérées.
Selon l'invention, ladite valeur de consigne NRcons du régime du
rotor, qui correspond de préférence à la valeur recommandée par le ma-
nuel de vol de l'aéronef: - dépend de la -configuration de vol actuelle; et/ou - représente un pourcentage d'une valeur de référence usuelle qui dépend de paramètres de vol, tels que la pression PO, la température TO et la
vitesse Vi de l'aéronef.
1l A titre d'illustration - dans la configuration de vol AEO, ladite valeur de consigne représente, de préférence, 100% de la valeur de référence ("NR 100%"); et - dans la configuration de vol OEI, ladite valeur de consigne représente, par exemple entre 95% et 100%, de préférence 97%, de la valeur de
référence ("NR 97%").
On précise ci-après les différents régimes possibles pour les confi-
gurations de vol AEO et OEI.
Premièrement, concernant la configuration de vol AEO, on sait que les limitations thermiques tant du moteur que de la boîte de transmission principale permettent de définir trois régimes principaux d'utilisation du moteur:
- un régime de décollage utilisable pendant cinq à dix minutes et corres-
pondant à un niveau de couple pour la boîte de transmission et à un échauffement pour la turbine du moteur admissibles pendant un temps limité sans dégradation notable: on parle alors de puissance maximale au décollage (PMD); - un régime maximal continu pendant lequel, à aucun moment, ne sont dépassées les possibilités de la boîte de transmission, ni celles résultant
de l'échauffement maximal admissible devant les aubages à haute pres-
sion du premier étage de la turbine: c'est la puissance maximale en continu (PMC); et
- un régime maximal en transitoire limité à une ou deux dizaines de se-
condes, protégé parfois par une butée de régulation: on parle alors de
puissance maximale en transitoire (PMT).
Deuxièmement, il existe aussi des régimes de surpuissance en
urgence sur les appareils multimoteurs, utilisés en cas de panne d'un mo-
teur (configuration de vol OEI), à savoir: - un régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la boîte de transmission sur les étages d'entrée et les possibilités thermiques du moteur sont utilisées au maximum: on parle de puissance de super
urgence (PSU ou OE130") utilisable pendant trente secondes consécuti-
ves, au maximum, et trois fois pendant un vol. L'utilisation de l'OE130" entraîne la dépose et la révision du moteur; - un régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la boîte de transmission sur les étages d'entrée et les possibilités du moteur sont largement utilisées: on parle alors de puissance maximale d'urgence (PMU ou OE12') utilisable pendant deux minutes après l'OE130" ou deux minutes trente secondes consécutives, au maximum; et - un régime d'urgence pendant lequel les possibilités de la boîte de transmission sur les étages d'entrée et les possibilités thermiques du moteur sont utilisées sans endommagement: on parle de puissance intermédiaire d'urgence (PIU ou OElcont) utilisable de trente minutes à deux heures (selon les moteurs) en continu pour le reste du vol après la
panne du moteur.
Le motoriste établit, par calculs ou par essais, les courbes de puis-
sance disponible d'un turbomoteur en fonction de l'altitude et de la tempé-
rature, et cela pour chacun des six régimes définis ci-dessus.
Le principe de calcul conforme à l'invention d'une première limita-
tion exprimée en pas collectif est illustré sur la figure 3. L'exemple de la figure 3 montre le calcul mis en oeuvre dans les moyens de calcul 2. Un tel calcul est à reprendre pour chacun des différents régimes précités du
moteur.
Selon l'invention, on compare la valeur effective Ngeff, Cmeff, T4eff de chacun des trois paramètres de pilotage (régime du générateur de gaz Ng, couple moteur Cm et température T4 d'éjection des gaz à l'entrée de turbine libre) à sa limitation Nglim, Cmlim et T41im. Ces limitations qui
sont usuelles dépendent, de façon connue, des régimes moteur considé-
rés. La limitation Nglim dépend de plus de la pression PO, de la tempéra-
ture TO et du prélèvement d'air P2.
A cet effet, on calcule des marges ANg, AT4 et ACm, respective-
ment en 10, 1 1 et 12, lesdites marges vérifiant les relations À ANg = Nglim - Ngeff, Nglim étant calculé en 13, AT4 = T41im - T4eff,
ACm = Cmlim - Cmeff.
On traduit ces marges ANg, AT4 et ACm en marges de puissance AWNg, AWT4 et AWCm, respectivement en 14, 15 et 16, c'est-à-dire dans des marges présentant la même unité, de manière à pouvoir les
comparer en i 7, pour en déduire la marge de puissance AW la plus faible.
Cette dernière est transformée en marge de pas collectif en 18. A partir de cette marge de pas collectif APc et du pas collectif effectif Pceff
(indiqué par l'index 6), on obtient, exprimée en équivalents de pas collec-
tif, la première limitation correspondant au régime du moteur considéré, à savoir notamment: - limPMT pour le régime PMT; - limPMD pour le régime PMD; - limPMC pour le régime PMC - limPSU pour le régime PSU - limPMU pour le régime PMU; et
- limPIU pour le régime PIU.
En 19, on choisit la ou les premières limitations à afficher sur l'échelle 5, comme on le verra ci-dessous, en fonction notamment de la
configuration de vol (AEO, OEI,...) et de la vitesse Vi de l'aéronef.
Sur la figure 3, on a de plus indiqué les différents paramètres (TO, PO, NReff, NRcons, Vi, Pc) pris en compte dans les différentes étapes 13,
14, 15, 16, 18 pour les calculs. Ces paramètres sont reçus par l'intermé-
diaire de liaisons Ln non expressément désignées pour des raisons de sim-
plification du dessin.
En fonction des caractéristiques précédentes, les moyens d'affi-
chage 3 réalisent l'affichage, au niveau de l'échelle 5 de l'écran 4, d'indi-
cations 20, 21 et 22 représentées respectivement sur les figures 4, 5 et 6 et correspondant respectivement à un mode AEO, un premier mode OEI et
un second mode OEI précisés ci-dessous.
Pour des raisons de simplification du dessin, on n'a pas représenté
la graduation de l'échelle 5 sur ces figures 4 à 6.
Comme on peut le voir sur la figure 4, pour une configuration de vol AEO, les moyens d'affichage 3 visualisent: - un trait long 23, par exemple rouge, et un moyen lumineux 24, par exemple une diode électroluminescente; - un trait court 25, par exemple rouge; et - une zone allongée 26, de préférence de couleur ambre,
pour mettre en évidence les marges de puissance relatives respective-
ment: - à la puissance maximale en transitoire (PMT) - à la puissance maximale au décollage (PMD); et
- à la puissance maximale en continu (PMC).
Les moyens 3 affichent, de plus, un trait 27 (bleu) qui indique une marge de puissance qui est telle que la première limitation correspondante représente une valeur de limitation pour le cas o un moteur de l'aéronef
devient défaillant.
Ceci permet d'obtenir pendant la configuration de vol AEO des
informations précises sur une éventuelle configuration de vol OEI ulté-
rieure de sorte que, en cas de panne d'un moteur, il n'existe pas de phase transitoire imprécise pour l'affichage, lors du passage de la configuration
de vol AEO à la configuration de vol OEI.
En outre, avantageusement, lorsque l'aéronef est en limitation de couple, lesdits moyens d'affichage 3 présentent un marquage unique pour le couple, qui illustre à la fois la puissance maximale au décollage et la
puissance maximale continue et qui dépend de la vitesse de vol de l'aéro-
nef. La limitation continue ainsi obtenue permet d'autoriser le stationnaire en limitation de couple sans limitation de temps. Ceci permet, de plus, de mieux protéger la boîte de transmission principale par une limitation plus réaliste. Par ailleurs, selon l'invention, pour un aéronef comportant au
moins deux moteurs, dans le cas d'une configuration de vol OEI, pour la-
quelle au moins l'un des moteurs dudit aéronef est défaillant, ledit indica-
teur 1 est susceptible d'indiquer les marges de puissance d'au moins l'un des deux modes suivants: - un premier mode 21 (ou "OEI High" avec la "butée FADEC" réglée ou
armée sur le régime OEI30"), pour lequel on définit la limitation par rap-
port à la puissance de super urgence (figure 5); et - un second mode 22 (ou "OEI Low" avec la "butée FADEC" réglée sur le
régime OEI2'), pour lequel on définit la limitation par rapport à la puis-
sance maximale d'urgence (figure 6).
On notera que le régime choisi pour l'affichage du trait 27 (figure 4) dépend de la vitesse de vol Vi de l'aéronef. Plus précisément: - à faible vitesse, ledit premier mode 21 est nécessaire pour réaliser la performance; et - à vitesse élevée, ledit second mode 22 est suffisant pour assurer un vol en toute sécurité. Dans ce cas, il n'est pas nécessaire d'utiliser ledit
premier mode 21.
Comme on peut le voir sur la figure 5, pour ledit premier mode 21, les moyens d'affichage 3 visualisent: - un trait long 28 (rouge) et un moyen de visualisation 29 (diode) - un trait court 30 (rouge); et - une zone allongée 31 (ambre),
pour mettre en évidence les marges de puissance relatives respective-
ment: - à la puissance de super urgence (PSU), avec le régime du rotor à la va- leur de consigne de la configuration de vol OEI (par exemple NR 97%); - à la puissance maximale d'urgence (PMU), avec le régime du rotor àla valeur de consigne de la configuration de vol AEO (NR 100%); et - à la puissance intermédiaire d'urgence (PIU), avec le régime du rotor à
la valeur de consigne de la configuration de vol AEO (NR 100%).
Les moyens 3 affichent, de plus, un trait court 32 (bleu) indiquant la marge de puissance relative à la puissance maximale d'urgence (PMU), avec le régime de rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol
OEI (NR 97%).
Ce dernier marquage facilite la transition visuelle lors du change-
ment de butée armée, c'est-à-dire lors du passage dudit premier mode 21 audit second mode 22. Ce marquage 32 peut être supprimé lorsqu'il est
très proche du trait 30.
On notera que la zone allongée 31 correspond au début du
comptage temporel de l'utilisation dudit second mode.
Finalement, pour ledit second mode 22, lesdits moyens 3 visuali-
sent: - un trait court 33 (rouge) - un trait long 34 (rouge) et un moyen de visualisation 35 (diode); et - une zone allongée 36 (ambre),
pour mettre en évidence les marges de puissance relatives respective-
ment:
- à la puissance de super urgence (PSU), avec le régime du rotor à la va-
leur de consigne de la configuration de vol OEI (NR 97%); - à la puissance maximale d'urgence (PMU), avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI (NR 97%); et - à la puissance intermédiaire d'urgence (PIU), avec le régime du rotor à
la valeur de consigne de la configuration de vol AEO (NR 100%).
Par ailleurs, l'indicateur de marge de puissance 1 conforme à l'invention comporte de plus:
- des moyens automatiques non représentés, pour déclencher ledit pre-
mier mode 21 lors de l'apparition d'une défaillance d'un moteur de l'aéronef; et - des moyens manuels également non représentés et susceptibles d'être
actionnés par un pilote de l'aéronef, pour réaliser une commutation du-
dit premier mode 21 vers ledit second mode 22, et inversement.
Ces derniers moyens agissent de préférence, en 19, sur le mode
de traitement de la figure 3.
Claims (10)
1. Indicateur de marge de puissance pour un aéronef à voilure
tournante, notamment un hélicoptère, comprenant au moins un rotor prin-
cipal de sustentation et d'avance, ledit indicateur (1) qui est destiné à fournir des informations de marge de puissance disponible sur au moins un moteur et une boîte de transmission dudit aéronef, comportant:
- des moyens d'acquisition (M1, Mn) qui déterminent les valeurs de pa-
ramètres de pilotage du moteur et de la boîte de transmission; - des moyens de calcul (2) qui, à partir desdites valeurs des paramètres
de pilotage, reçues desdits moyens d'acquisition (M1, Mn), et de va-
leurs de limitation concernant ces paramètres de pilotage pour diffé-
rents régimes du moteur, déterminent pour chacun desdits régimes du moteur une marge de puissance, chacune desdites marges de puissance étant déterminée pour le régime du moteur correspondant par rapport à
une première limitation qui correspond à la première des valeurs de limi-
tation qui serait atteinte par l'un des paramètres de pilotage en cas de variation de la puissance; et - des moyens d'affichage (3) qui présentent, sur un écran de visualisation
(4), lesdites premières limitations pour au moins certains desdits régi-
mes, premières limitations qui sont représentées sur une échelle (5) graduée en équivalents de pas collectif et susceptible de défiler devant
un index fixe (6) qui indique le pas collectif actuel, I'écart en pas collec-
tif entre ledit index (6) et l'une desdites premières limitations étant re-
présentatif de la marge de puissance correspondante, caractérisé en ce que lesdits moyens d'acquisition (M1, Mn) déterminent les valeurs (NReff) du régime dudit rotor, et en ce que lesdits moyens de calcul (2) tiennent compte desdites valeurs (NReff) du régime du rotor,
ainsi que d'au moins une valeur de consigne (NRcons) dudit régime du ro-
tor, pour déterminer, quelle que soit la configuration de vol, au moins une marge de puissance qui est telle que, lorsque le régime du rotor devient inférieur à ladite valeur de consigne (NRcons), la première limitation correspondante qui est présentée par les moyens d'affichage (3) indique au pilote de l'aéronef de réduire le pas collectif, jusqu'à ce que le régime du rotor retrouve ladite valeur de consigne (NRcons).
2. Indicateur selon la revendication 1,
caractérisé en ce que ladite valeur de consigne (NRcons) du régime du ro-
tor dépend de la configuration de vol.
3. Indicateur selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ladite valeur de consigne (NRcons) du régime du ro-
tor représente un pourcentage d'une valeur de référence qui dépend de paramètres de vol.
4. Indicateur selon l'une quelconque des revendications précéden-
tes, caractérisé en ce que lesdits moyens d'acquisition (M1, Mn) comportent une roue phonique montée sur ledit rotor pour mesurer la valeur (NReff) du
régime dudit rotor.
5. Indicateur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
caractérisé en ce que, pour une configuration de vol AEO, pour laquelle tous les moteurs de l'aéronef fonctionnent, lesdits moyens de calcul (2) déterminent et lesdits moyens d'affichage (3) présentent des marges de puissance relatives au moins: - à la puissance maximale en transitoire - à la puissance maximale au décollage; et
- à la puissance maximale en continu.
6. Indicateur selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (2) déterminent et lesdits moyens d'affichage (3) présentent, de plus, une marge de puissance qui est telle que la première limitation correspondante représente une valeur
de limitation pour le cas o un moteur de l'aéronef devient défaillant.
7. Indicateur selon l'une quelconque des revendications précéden-
tes, caractérisé en ce que lesdits moyens d'affichage (3) présentent un mar- quage unique pour le couple, qui illustre à la fois la puissance maximale au décollage et la puissance maximale continue et qui dépend de la vitesse
de vol de l'aéronef.
8. Indicateur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
pour un aéronef comportant au moins deux moteurs, caractérisé en ce que, pour une configuration de vol OEI, pour laquelle au moins l'un des moteurs de l'aéronef est défaillant, ledit indicateur (1) est susceptible d'indiquer des marges de puissance d'au moins l'un des deux modes suivants: - un premier mode (21), pour lequel on définit la limitation par rapport à la puissance de super urgence; et - un second mode (22), pour lequel on définit la limitation par rapport à la
puissance maximale d'urgence.
9. Indicateur selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte de plus: - des moyens automatiques, pour déclencher ledit premier mode lors de l'apparition d'une défaillance d'un moteur; et - des moyens manuels susceptibles d'être actionnés par un pilote, pour réaliser une commutation dudit premier mode vers ledit second mode,
et inversement.
10. Indicateur selon l'une des revendications 8 et 9,
caractérisé en ce que, pour ledit premier mode (21), lesdits moyens de calcul (2) déterminent et lesdits moyens d'affichage (3) présentent des marges de puissance relatives au moins: - à la puissance de super urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI; - à la puissance maximale d'urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol AEO; et - à la puissance intermédiaire d'urgence, avec le régime du rotor à la va-
leur de consigne de la configuration de vol AEO.
1 1. Indicateur selon la revendication 10, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (2) déterminent et lesdits moyens d'affichage (3) présentent une marge de puissance relative à la puissance maximale d'urgence, avec le régime du rotor à la valeur de
consigne de la configuration de vol OEI.
1 2. Indicateur selon l'une des revendications 8 et 9,
caractérisé en ce que, pour ledit second mode (22), lesdits moyens de calcul (2) déterminent et lesdits moyens d'affichage (3) présentent des marges de puissance relatives au moins: - à la puissance de super urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI; - à la puissance maximale d'urgence, avec le régime du rotor à la valeur de consigne de la configuration de vol OEI; et
- à la puissance intermédiaire d'urgence, avec le régime du rotor à la va-
leur de consigne de la configuration de vol AEO.
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1562022A1 (fr) * | 2004-02-03 | 2005-08-10 | Agusta S.p.A. | Dispositif pour indiquer la marge résiduelle de puissance d'un moteur d'avion à turbines |
| US8547252B2 (en) | 2008-06-24 | 2013-10-01 | Eurocopter | Adapting selective terrain warnings as a function of the instantaneous maneuverability of a rotorcraft |
| FR2995281A1 (fr) * | 2012-09-13 | 2014-03-14 | Eurocopter France | Procede et aeronef pour minimiser les risques de renversement de cet aeronef au sol |
| FR3051772A1 (fr) * | 2016-05-30 | 2017-12-01 | Airbus Helicopters | Procede, dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, et aeronef |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7212942B2 (en) * | 2003-06-10 | 2007-05-01 | Precision Innovations Llc | Power available and limitation indicator for use with an aircraft engine |
| US7031812B1 (en) * | 2004-03-15 | 2006-04-18 | Howell Instruments, Inc. | System and method for monitoring aircraft engine health and determining engine power available, and applications thereof |
| FR2875916B1 (fr) * | 2004-09-28 | 2015-06-26 | Eurocopter France | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef a voilure tournante au voisinage d'un point de pose ou de decollage |
| US7414544B2 (en) * | 2005-01-28 | 2008-08-19 | Bell Helicopter Textron, Inc. | Power situation indicator |
| FR2888638B1 (fr) * | 2005-07-18 | 2007-09-28 | Airbus Sas | Indicateur de pilotage pour un aeronef, destine a fournir un parametre de puissance d'au moins un turbopropulseur dudit aeronef |
| FR2894046B1 (fr) * | 2005-11-28 | 2008-02-15 | Airbus France Sas | Procede de detection d'une erreur d'entree d'un des parametres de decollage dans un systeme de management de vol |
| US20080140268A1 (en) * | 2006-12-11 | 2008-06-12 | Howell Instruments, Inc. | Total engine smart indicator for an aircraft, and application thereof |
| US9217376B2 (en) * | 2008-11-13 | 2015-12-22 | Sikorsky Aircraft Corporation | Multi-mode adaptive fail-fixed system for FADEC controlled gas turbine engines |
| FR2943131B1 (fr) * | 2009-03-12 | 2011-02-25 | Eurocopter France | Procede de determination et d'affichage d'indications de pilotage et indicateur de pilotage pour mettre en oeuvre ledit procede |
| FR2973340B1 (fr) * | 2011-03-30 | 2013-04-12 | Eurocopter France | Procede, dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, et aeronef |
| US9409655B1 (en) * | 2015-01-28 | 2016-08-09 | Airbus Helicopters | Flight instrument displaying a variable rotational speed of a main rotor of an aircraft |
| FR3033316B1 (fr) * | 2015-03-04 | 2018-04-06 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif de determination et d'optimisation de parametres caracteristiques du fonctionnement d'un aeronef a voilure tournante |
| US9514628B2 (en) * | 2015-03-26 | 2016-12-06 | Bell Helicopter Textron Inc. | Electrical load monitoring system |
| CN105447079B (zh) * | 2015-11-04 | 2018-11-02 | 华中科技大学 | 一种基于函数依赖的数据清洗方法 |
| US10173787B1 (en) | 2018-02-12 | 2019-01-08 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor speed indication systems for rotorcraft |
| US11247782B2 (en) * | 2018-09-21 | 2022-02-15 | Textron Innovations Inc. | System and method for controlling rotorcraft |
| FR3116044B1 (fr) | 2020-11-10 | 2022-12-30 | Safran Helicopter Engines | Procédé de détermination d’au moins une limite de puissance d’une chaine propulsive hybride pour véhicule de transport, en particulier, un aéronef |
| FR3134564A1 (fr) | 2022-04-15 | 2023-10-20 | Airbus Helicopters | Procédé et système d'aide au pilotage d'un aéronef, aéronef équipé d’un tel système. |
| FR3138414A1 (fr) * | 2022-07-29 | 2024-02-02 | Safran Helicopter Engines | Surveillance d’un systeme propulsif d’un aeronef |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1996026472A1 (fr) * | 1995-02-23 | 1996-08-29 | Patrick Pelletier | Dispositif d'aide au pilotage |
| FR2756256A1 (fr) | 1996-11-26 | 1998-05-29 | Eurocopter France | Indicateur de marge de puissance pour un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4034605A (en) * | 1975-09-26 | 1977-07-12 | Pacer Systems Inc. | Maneuver margin presenting |
| FR2755945B1 (fr) * | 1996-11-19 | 1999-01-15 | Eurocopter France | Indicateur de pilotage pour aeronef |
-
2000
- 2000-05-17 FR FR0006270A patent/FR2809082B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-03-23 US US09/814,956 patent/US6411869B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1996026472A1 (fr) * | 1995-02-23 | 1996-08-29 | Patrick Pelletier | Dispositif d'aide au pilotage |
| FR2756256A1 (fr) | 1996-11-26 | 1998-05-29 | Eurocopter France | Indicateur de marge de puissance pour un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1562022A1 (fr) * | 2004-02-03 | 2005-08-10 | Agusta S.p.A. | Dispositif pour indiquer la marge résiduelle de puissance d'un moteur d'avion à turbines |
| US7322178B2 (en) | 2004-02-03 | 2008-01-29 | Agusta S.P.A. | Device for indicating a residual power margin of aircraft turbine engines |
| US8547252B2 (en) | 2008-06-24 | 2013-10-01 | Eurocopter | Adapting selective terrain warnings as a function of the instantaneous maneuverability of a rotorcraft |
| FR2995281A1 (fr) * | 2012-09-13 | 2014-03-14 | Eurocopter France | Procede et aeronef pour minimiser les risques de renversement de cet aeronef au sol |
| US9796470B2 (en) | 2012-09-13 | 2017-10-24 | Airbus Helicopters | Method and an aircraft for minimizing the risks of the aircraft toppling on the ground |
| FR3051772A1 (fr) * | 2016-05-30 | 2017-12-01 | Airbus Helicopters | Procede, dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef, et aeronef |
| EP3251955A1 (fr) * | 2016-05-30 | 2017-12-06 | Airbus Helicopters | Procédé, dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef, et aéronef |
| US10252813B2 (en) | 2016-05-30 | 2019-04-09 | Airbus Helicopters | Method and a device for assisting the piloting of an aircraft, and an aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2809082B1 (fr) | 2002-09-20 |
| US20010044679A1 (en) | 2001-11-22 |
| US6411869B2 (en) | 2002-06-25 |
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