FR2832123A1 - Systeme de commande de vol, pour commander le tangage d'un aeronef a decollage vertical et a direction de portance orientable - Google Patents
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Abstract
- Système de commande de vol, pour commander le tangage d'un aéronef à décollage vertical et à direction de portance orientable. - Ledit système (1) comporte un premier moyen (3A, 3B), auquel on applique un ordre de commande en tangage, pour actionner un élément qui agit sur le tangage de l'aéronef (A), une unité de calcul pour déterminer un ordre de commande en tangage, un second moyen (22), auquel on applique un ordre d'orientation, pour actionner un élément modifiant l'orientation de la direction de la portance, un moyen pour déterminer un ordre d'orientation permettant d'optimiser un paramètre de vol, en fonction de l'ordre déterminé par l'unité de calcul, et des moyens pour soustraire à l'ordre de commande en tangage la contribution en tangage, due à l'actionnement de l'élément orientable, pour obtenir un ordre de commande en tangage qui est transmis au premier moyen d'actionnement (3A, 3B).
Description
Et comprimer le joint(5).
La présente invention concerne un système de commande de vol. pour commander au moins le tangage d'un aéronef à décollage vertical, dont la direction de la portance est orientable par rapport à la structure de l'aéronef. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à un aéronef usuel de type "convertIble", comportant des rotors qui sont montés sur des nacelles susceptibles d'être basculées par rapport à la structure de l'aéronef. Sur un tel aéronef convertIble, lors d'un décollage, les rotors sont orientés sensiblement verticalement de manière à fonctionner comme voilure tournante, pour permettre un décollage à la verticale à la manière d'un hélicoptère. En revanche, lors d'un vol de croi sière, lesdits rotors sont orientés sensiblement horIzontalement de manière à fonctionner comme hélices, pour permettre un vol à la manière d'un avlon. Sur un tel acronef convertible, le basculement des nacelles suppor tant les rotors est une opération qui est commandée, manuellement, par le pilote. Une des difficultés rencontrées consiste à respecter les limites du domaine de vol de l'aéronef, tout en optimisant le basculement des nacel les de façon à obtenir les meilleures performances possibles. Il en résulte
une charge de travail relativement importante pour le pIlote.
Par exemple, lors d'une man_uvre d'accélération en vol horizontal à partir d'un vol en stationnaire, le pilote doit basculer progressivement les nacelles vers l'avant afin de conserver une assiette en tangage horizon tale, dès lors que la vitesse devient significative. En effet, une absence z5 d'activation des nacelles conduirait à rencontrer, comme sur un hélicop tère, des assiettes en tangage nettement négatives, par exemple de l'ordre de -5 à -10 . Or, sur un aéronef convertible, de telles assiettes négati ves doivent être évitées, car elles sont très préjudiciables pour les perfor mances, en raison notamment de la déportance aérodynamique (portance
vers le bas) qu'elles engendrent sur l'aile.
Ainsi, sur un tel aéronef convertible, la chane de commande de l'axe de tangage, qui comporte notamment: - des org an es de co m mand e ( m a nches d e co m m an de o u min im a nches) susceptibles d'être actionnés par un pilote de l'aéronef; - des moyens d'actionnement, généralement des servocommandes, pour actionner des éléments commandés (rotors et gouvernes aérodynami ques de profondeur) destinés à agir sur le tangage de l'acronef; et - une unité de calcul mettant en _uvre une loi de pilotage, pour détermi ner des ordres de commande desdits moyens d'actionnement, en fonc tion de l'action exercée sur lesdits organes de commande par le pilote, est indépendante et décorrélée de la chane de commande manuelle des nacelles, qui comporte, quant à elle, au moins un organe qui est actionna ble par un pilote pour commander, via un module de logique d'activation,
le basculement des nacelles.
On notera que, sur certains aéronefs convertibles, il existe parfois une forme d'automatisation du basculement des nacelles, mais celle-ci n'est activée que pour éviter un dépassement intempestif des limites du domaine "angle nacelles - vitesse" (désigné aussi "couloir de conversion") autorisé. Il s'agit donc principalement d'une fonction de protection du do maine de vol. et non une fonction d'optimisation des performances, le basculement des nacelles lors d'une accélération restant entièrement à la
charge du pilote.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé nients. Elle concerne un système de commande de vol. pour commander au moins le tangage d'un aéronef à décollage vertical, dont la direction de la portance est orientable par rapport à la structure de l'aéronef, qui per met à la fois: - d'optimiser automatiquement au moins un paramètre de vol; et
- de diminuer la charge de travail du pilote.
A cet effet, selon l'invention, ledit système de commande de vol du type comportant: - au moins un premier organe de commande susceptible d'être actionné par un pilote de l'aéronef; - au moins un premier moyen d'actionnement, auquel on applique un ordre de commande en tangage, pour actionner au moins un élément commandé susceptIble d'agir sur le tangage de l'acronef; - une unité de calcul pour déterminer un premier ordre de commande en tangage, en fonction au moins de l'actionnement dudit premier organe de commande; - au moins un second organe de commande susceptible d'être actionné par un pilote de l'aéronef; - au moins un second moyen d'actionnement, auquel on applique un ordre d'orientation, pour actionner au moins un élément orientable per mettant de modifier l'orientation de la direction de la portance; et - un moyen de calcul pour déterminer et transmettre audit second moyen d ' actionnement un ordre d 'orientation dépendant au moins de l' action nement dudit second organe de commande, est remarquable en ce que ledit moyen de calcul détermine automatique ment un ordre d'orientation permettant d'optimiser au moins un paramètre de vol prédéterminé, en fonction dudit premier ordre de commande en tangage déterminé par ladite unité de calcul, et en ce que ledit système de commande de vol comporte, de plus, des moyens auxiliaires pour sous traire à l'ordre de commande en tangage la contribution en tangage, due à l' actionnement de l 'élément orientable selon ledit ordre d 'orientation, de manière à obtenir un second ordre de commande en tangage qui est transmis et appliqué audit premier moyen d'actionnement de l'élément commandé. Ainsi, grâce audit moyen de calcul, ledit système de commande de vol permet d'optimiser automatiquement un paramètre de vol (de préfé rence un paramètre de vol statique pour optimiser l'équilibre statique de l'aéronef) ou une combinaison d'une pluralité de tels paramètres de vol de
manière à augmenter les performances de l'aéronef.
De plus, grâce à l'invention, on combine les commandes de (des) 0 I'élément(s) commandé(s) et de (des) I'élément(s) orientable(s), pour pilo ter l'aéronef en tangage. Ainsi, par exemple dans le cas d'un aéronef convertible, on répartit l'ordre de tangage global commandé par le pilote, non seulement sur les rotors et les gouvernes de profondeur comme sur les aéronefs convertibles usuels, mais également sur les nacelles suppor
tant ies rotors.
De facon avantageuse, ladite unité de calcul et ledit moyen de cal
cul font partie d'un dispositif de commande de vol. électrique ou optique.
Selon l'invention, ledit système de commande de vol comporte, de plus, un moyen de calcul auxiliaire qui est associé audit moyen de calcul et qui détermine une commande d'objectif, correspondant à une commande en tangage qui doit être exécutée pour optimiser ledit paramè
tre de vol prédéterminé.
De plus, avantageusement, ledit système de commande de vol comporte, de plus, un ensemble de calcul qui est relié audit moyen de cal cul et qui comprend la suite d'éléments suivants, reliés entre eux: - un différentiateur qui fait la différence entre le premier ordre de commande en tangage, déterminé par ladite unité de calcul, et la commande d'objectif déterminée par ledit moyen de calcul auxiliaire; - un élément de calcul qui multiplie cette différence par un coefficient prédéterminé; - un filtre basse-fréquence; - un limiteur de vitesse; et - un limiteur d'autorité. Par ailleurs, de préférence: - ledit paramètre de vol correspond à au moins l'un des paramètres sui vants de l'aéronef: I'assiette statique de vol; 0. Ia puissance consommoe; et Ie battement cyclique statique d'au moins un rotor, dans le cas o l'aéronef comporte un rotor; et/ou - ledit moyen de calcul détermine ledit ordre d'orientation en fonction du
cas de vol de l'aéronef.
Dans un premier mode de réalisation, iesdits moyens auxiliaires comportent un moyen de calcul auxiliaire qui calcule, automatiquement, la différence entre ledit premier ordre de commande en tangage, déterminé par l'unité de calcul, et ladite contribution en tangage, due à l'actionne ment de l'élément orientable, de manière à obtenir ledit second ordre de commande en tangage qui est transmis et appliqué audit premier moyen
d'actionnement de l'élément commandé.
Dans ce c as, avantage usement, led it systèm e d e co m mand e de vol comporte, de plus, un élément de calcul pour multiplier l'ordre d'orien tation par un gain prédéterminé afin d'obtenir ladite contribution en tan gage. Dans ce premier mode de réalisation, la contribution en tangage, due à la commande de l'élément orientable, est soustraite, directement et automatiquement, de l'ordre de commande en tangage déterminé par
l'unité de calcul.
En outre, dans un deuxième mode de réalisation, lesdits moyens auxiliaires comportent ladite unité de calcul qui prend en compte automa tiquement iadite contribution en tangage due à l'actionnement de l'élé ment orientable, pour déterminer directement ledit second ordre de commande en tangage qui est transmis et appliqué audit premier moyen
d'actionnement de l'élément commandé.
Dans ce second mode de réalisation, la contribution en tangage, due à la commande de l'élément orientable, est soustraite automatique ment, mais de façon indirecte par des corrections réalisées (automatique
ment) par l'unité de calcul.
Par ailleurs, dans un troisième mode de réalisation, lesdits moyens auxiliaires comportent ledit premier organe de commande qui est suscepti ble d'être actionné par un pilote de l'aéronef, pour prendre en compte (indirectement) ladite contribution en tangage due à l'actionnement de
i'élément orientable.
Comme indiqué précédemment, le système de commande de vol conforme à l'invention est plus particulièrement approprié pour comman der le tangage d'un aéronef, de type convertible, comportant au moins un rotor engendrant la portance et monté sur une nacelle qui est susceptible d'être basculée par rapport à la structure de l'aéronef. Dans ce cas, selon l'invention, ledit second moyen d'actionnement est susceptible d'engen
drer le basculement de ladite nacelle.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut étre réalisée. Sur ces figures, des références identiques
désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de commande
de vol conforme à l' invention.
La figure 2 est le schéma synoptique d'un calculateur particulier,
faisant partie d'un système de commande de vol conforme à l'invention.
Le système de commande de vol 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et conforme à la présente invention est destiné à comman der au moins le tangage d'un aéronef A à décollage vertical, dont la direc tion de la portance est orientable par rapport à la structure dudit aoronef A. A titre d'exemple non limitatif, ledit aéronef A est un aéronef usuel de type "convertible", qui comporte une pluralité de rotors, de préférence deux rotors, montés sur des nacelles susceptibles d'être basculées par rapport à la structure de l'aéronef. Sur un tel aéronef convertible, lors du décollage, les rotors sont orientés sensiblement verticalement de manière à fonctionner comme voilure tournante, pour permettre un décollage verti cal à la manière d'un hélicoptère. En revanche, lors d'un vol de croisière, lesdits rotors sont orientés sensiblement horizontalement de manière à
fonctionner comme hélices, pour permettre un vol à la manière d'un avion.
Le système 1 représenté schématiquement sur la figure 1 est monté à bord de l'aéronef A, bien que, pour des raisons de clarté du des sin, ledit aéronef A soit représenté à petite échelle, extérieurement audit
système 1.
De façon connue, ledit système 1 comporte pour la commande par rapport à au moins l'axe de commande en tangage: - au moins un organe de commande 2 (manche ou minimanche) suscep tible d'étre actionné par un pilote de l'aéronef A; - des moyens d'actionnement 3A et 3B (par exemple des servocomman des), auxquels on applique des ordres de commande en tangage, pour actionner des éléments commandés [des rotors et une ou plusieurs gouvernes aérodynamiques de profondeur (non représentés) dans le cas d'un aéronef convertible] susceptibles d'agir sur le tangage de l'aéronef A; et - une unité de calcul 5 qui est intégrée dans un calculateur 6 d'un dispo sitif de commande de vol CDV de type électrique ou optique, et qui est reliée par une liaison 4 à l'organe de commande 2. Ladite unité de cal cul 5 comprend une loi de pilotage pour déterminer un premier ordre de commande en tangage dépendant au moins de l'actionnement dudit
organe de commande 2.
En plus de l'élaboration de ia commande en tangage, on sait que le calculateur 6 du dispositif de commande de vol CDV réalise également l'élaboration des commandes en roulis, collectif et lacet, qui ne sont pas 0 précisées davantage, puisqu'elles ne concernent pas directement la mise en _uvre de la présente invention. Les différentes commandes (tangage, roulis, collectif, lacet) sont transmises, respectivement par des liaisons 7 à , à un bloc répartiteur 11 permettant une séparation entre les comman des d'axes destinées à différents éléments commandés (qui sont notam 1 ment susceptibles d'agir sur le tangage de l'aéronef A), par exemple le cas échéant entre celles destinées aux rotors et celles destinces aux gouver nes aérodynamiques d'un aéronef convertible. Les commandes ainsi sépa rées sont ensuite transmises, respectivement par des liaisons 12 et 13 à un bloc mélangeur 14 pour traitement, avant d'être adressées auxdites se rvocom mand es 3A et 3 B ( respectivement d es rotors et d es g ouvernes
aérodynamiques par exemple) par des liaisons 15 et 16.
Pour élaborer les différentes commandes, le dispositif de commande de vol CDV utilise, en plus des positions des différents organes de commande, dont l'organe 2, des informations sur les états de l'aéronef A, telles que les assiettes et les facteurs de charge par exemple, qui sont reçues par une liaison 17 d'un ensemble 18 de capteurs qui sont montés
sur l'aéronef A, comme illustré par une liaison 19 en traits interrompus.
Par ailleurs, pour commander l'orientation de la direction de la por tance (engendrée en particulier par des rotors à nacelies basculantes d'un aéronef convertible), le système 1 comporte au moins un organe d'action nement 20 qui est relié par une liaison 21 au calculateur 6. Le calculateur 6 engendre un ordre de commande qui est transformé pour adaptation par un module de mise en forme 23 (qui est relié au calculateur 6 et à des servocommandes 22 respectivement par des liaisons 24 et 25), en un ordre d'orientation (ordre de basculement de nacelles par exemple) pour des moyens d'actionnement 22 (servocommandes) d'éléments orientables (lesdites nacelles par exemple) susceptibles de modifier l'orientation de la direction de la portance de l'aéronef A. Dans un système de commande de vol usuel, la chane de commande du tangage et la chane de commande du basculement des éléments orientables (nacelles) sont indépendantes l'une de l'autre. Ceci présente de nombreux inconvénients. En particulier, le basculement des éléments orientables (nacelles) doit toujours être commandé manuellement par le pilote, ce qui entrane une charge de travail importante pour ce der nier. Le système de commande de vol 1 conforme à l' invention permet
de remédier à ces inconvénients.
A cet effet: - ledit calculateur 6 comporte un moyen de calcul 27 qui détermine au tomatiquement (en liaison avec le module de mise en forme 23) un ordre d'orientation (ordre de basculement des nacelles par exemple) permettant d'optimiser au moins un paramètre de vol prédéterminé, en fonction du premier ordre de commande en tangage déterminé par la dite unité de calcul 5; et - ledit système de commande de vol 1 comporte, de plus, des moyens auxiliaires (pouvant être réalisés selon l'un de trois modes de réalisation 28A, 28B, 28C différents, précisés ci-dessous) pour soustraire à l'ordre de commande en tangage (commandé par le pilote) la contribution en tangage, due à l'actionnement des éléments orientables (nacelles par exemple) selon ledit ordre d'orientation déterminé par les moyens 27 et 23, de manière à obtenir un second ordre de commande en tangage, qui est transmis par la liaison 7, pour être appliqué aux moyens d'actionne ment 3A et 3B des éléments commandés {rotors et gouvernes aérody namiques). Ainsi, grâce audit moyen de calcul 27, ledit système de commande de vol 1 permet d'optimiser automatiquement un paramètre de vol (de pré férence un paramètre de vol statique pour optimiser l'équilibre statique de I'aéronef A) ou une combinaison d'une pluralité de tels paramètres de vol de manière à augmenter les performances dudit aéronef A. De préférence: - ledit paramètre de vol correspond à au moins l'un des paramètres sui vants de l'acronef A: 15. I'assiette statique de vol; Ia puissance consommée; et Ie battement cyclique statique d'au moins un rotor, dans le cas o l'aéronef A comporte un rotor; et - ledit moyen de calcul 27 détermine ledit ordre d'orientation en fonction du cas de vol de l'acronef (vitesse d'avancement, position de volets,
angles des nacelles,...).
Ainsi, grâce à l'invention, dans le cas d'un aéronef convertible A, I'ordre de pilotage de tangage global est réparti entre la commande de tangage de base et la commande d'inclinaison des nacelles, et ceci de fa çon à optimiser le paramètre de vol choisi (ou une combinaison des para mètres de vol choisis). Par conséquent, on répartit l'ordre de tangage glo bal, commandé par le pilote, non seulement sur les rotors et la ou les gou vernes de profondeur comme sur les aoronefs convertibles usuels, mais également sur les nacelles. Cette logique de pilotage s'applique, essen 1 1 tiellement, dans la partie "hélicoptère" du domaine de vol de i'aéronef convertible A, c'est-à-dire dans l'enveloppe de voi autorisée avec un angle des nacelles compris environ entre 100 et 60 , par rapport à i'horIzon tale. En outre, comme on le verra plus en détail ci-dessous, les chanes de commande du tangage et de commande du basculement des nacelles ne sont plus indépendantes, mais totalement imbriquées, chacune d'elles
étant influencée par le comportement de l'autre.
Dans le cadre de la présente invention, I'unité de calcul 5 peut lo mettre en _uvre différents types de lois de pilotage connues pour l'axe de tangage. En particulier, elle peut utiliser une loi de type "directe", une loi de type "assiette", une loi de type "vitesse de translation" (dite TRC: "Translational Rate Command"), ou bien tout autre type de loi adaptée au pilotage de l'axe de tangage d'un aéronef de type précité, muni d'un dis
positif de commande de vol CDV électrique ou optique.
Selon l'invention, ledit calculateur 6 comporte, de plus, comme re présenté sur la figure 2, un moyen de calcul auxiliaire 29 qui est associé audit moyen de calcul 27 et qui détermine une commande d'objectif, correspondant à une commande en tangage qui doit être exécutée pour o optimiser ledit (lesdits) paramètre(s) de vol prédéterminé(s). Cette commande d'objectif est issue d'une interpolation dans une table prépro grammée, dont les valeurs sont les résultats de calcuis d'équilibre connus,
effectués à l'aide d'un outil de mécanique du vol usuel.
Le calculateur 6 comporte, de plus, un ensemble de calcul 30 qui est relié audit moyen de calcul 27 et qui comprend la suite d'éléments suivants, reliés entre eux: - un différentiateur 31 qui fait la différence entre le premier ordre de commande en tangage, déterminé par ladite unité de calcul 5, et la commande d'objectif déterminée par ledit moyen de calcul auxiliaire 29; - un élément de calcul 32 qui multiplie cette différence par un coefficient Keff prédéterminé. Ce coefficient Keff est un gain permettant de pren dre en compte la différence d'efficacité entre les moyens d'actionne ment 3A, 3B et le moyen d'actionnement 22, pour le pilotage en tan gage; - un filtre basse- fréquence 33; - un limiteur de vitesse 34; et - un limiteur d'autorité 35, qui est directement relié audit moyen de calcul 27. Led it fi ltre basse- fréq u ence 3 3 permet d e rég l er la dyn am ique avec laquelle l'élément orientable (nacelle) est activé, pour respecter les contraintes de conduite du vol: - la vitesse doit être suffisamment lente pour ne pas perturber le pilotage instantané (contrôle de l'acronef A autour de son centre de gravité); et - elle doit être suffisante pour que le basculement soit terminé, quand le pilote cherche à stabiliser l'aéronef A sur le nouveau cas de vol (gui
dage de l'aéronef A sur la trajectoire).
En outre, ledit limiteur de vitesse 34 permet de limiter la vitesse maximale de commande, en cas d'amplitude de commande élevée. Cette limite est inférieure à la vitesse maximale du moyen d'actionnement (limite mécanique). La présence de ce limiteur de vitesse 34 permet de respecter
la consigne de tangage.
Par ailleurs, le limiteur d'autorité 35 évite que l'on ne commande le moyen d'actionnement 22 au-delà des valeurs maximales acceptables
pour la fonction réalisée.
Dans le mode de réalisation préféré représenté sur la figure 2, les dits moyens auxiliaires 28A comportent un moyen de calcul auxiliaire 36 qui calcule automatiquement la différence entre ledit premier ordre de commande en tangage, déterminé par l'unité de calcul 5 (et reçu par une liaison 38), et ladite contribution en tangage représentative de l'ordre d' orientation émis par le moyen de calcul 27, de manière à former l'ordre de commande en tangage qui est transmis par la liaison 7 pour être appli qué à l'acronef A. Ainsi, ladite contribution en tangage est soustraite, directement et
automatiquement, de l'ordre de commande émis par l'unité de calcul 5.
Cette contribution en tangage correspond à l'ordre d'orientation déterminé par le moyen de calcul 27, qui est multiplié par un coefficient
prédéterminé 1 /Keff dans un élément de calcul 37.
On notera que l'élément de calcul 37 permet toujours, par exemple en cas de dégradation du calculateur 6, de reconfigurer la commande d'orientation des éléments orientables (par exemple la commande de bas culement de nacelles), en une commande manuelle ou semi-automatique
[il faut alors annuler le gain 1 /Keff (élément de calcul 37)].
Des variantes de réalisation consistent à ne pas activer le gain 1 /Keff (élément de calcul 37) et à ajouter un intégrateur au gain Keff (élément de calcul 32). Ceci revient donc: - à annuler la commande préalablement soustraite à la commande de tan gage de base (élément de calcul 36 inactif ou absent); et - à commander les éléments orientables (nacelles) tant que la commande est différente de l'objectif. Dans ce cas, la commande d'axe de tangage (méme ordre transmis sur les liaisons 38 et 7) n'est pas modifiée for cément automatiquement pour contrer le basculement quasi-statique des éléments orientables (nacelles). En effet, I'ordre de commande de tangage disponible sur les liaisons 38 et 7 est ajusté (pour atteindre l'objectif fixé par le moyen de calcul auxiliaire 29): dans une première variante, automatiquement, par le moyen de calcul qui comporte à cet effet une loi de pilotage adaptée; et dans une seconde variante, manuellement, par un actionnement de
l'organe de commande 2 par le pilote.
Par conséquent: - dans ladite première variante, les moyens auxiliaires 28B précités et non représentés comprennent l'unité de calcul 5; et - dans ladite seconde variante, les moyens auxiliaires 28C précités et non
représentés comprennent l'organe de commande 2.
Par conséquent, la présente invention permet de répartir l'ordre de tangage global commandé par le pilote, non seulement sur les éléments commandés (rotors et gouvernes de profondeur) comme pour les aéronefs (convertibles) usuels, mais également sur les éléments orientables (nacel les) selon le principe suivant: - I'ordre de tangage est adressé en totalité aux éléments commandés (ro tors et gouvernes de profondeur); les éléments orientables (nacelles) sont activés à faible dynamique et de façon à optimiser le ou les paramètres de vol prédéterminés; et - la contribution apportée par l'activation des éléments orientables (na celles) à la modification de l'équilibre en tangage, est dans le même temps soustraite des commandes des éléments commandés (rotors et gouvernes de profondeur): soit de façon directe et automatique (en tenant compte des différents rapports d'efficacité) [grâce aux moyens auxiliaires 28A]; 25. soit de façon indirecte par des corrections apportées par la loi de pi lotage de base [moyens auxiliaires 28B] ou par le pilote lui-même [moyens auxiliaires 28C]. Il s'agit de corrections nécessaires au maintien du cas de vol pendant que la position des éléments orienta bles (nacelles) s'ajuste. Ces corrections sont imperceptibles en ce qui
concerns le pilotage.
Claims (11)
1. Système de commande de vol. pour commander au moins le tangage d'un aéronef (A) à décollage vertical, dont la direction de la por tance est orientable par rapport à la structure de l'aéronef (A), ledit sys tème de commande de vol (1) comportant: - au moins un premier organe de commande (2) susceptible d'être ac tionné par un pIlote de l'aéronef; - au moins un premier moyen d'actionnement (3A, 3B), auquel on appli que un ordre de commande en tangage, pour actionner au moins un élément commandé susceptible d'agir sur le tangage de l'aéronef; - une unité de calcul (5) pour déterminer un premier ordre de commande en tangage, en fonction au moins de l'actionnement dudit premier or gane de commande (2); - au moins un second organe de commande (20) susceptible d'être ac tionné par un pilote de l'aéronef; - au moins un second moyen d'actionnement (22), auquel on applique un ordre d'orientation, pour actionner au moins un élément orientable per mettant de modifier l'orientation de la direction de la portance; et - un moyen de calcul (27) pour déterminer et transmettre audit second moyen d'actionnement (22) un ordre d'orientation dépendant au moins de l'actionnement dudit second organe de commande (20), caractérisé en ce que ledit moyen de calcul (27) détermine automatique ment un ordre d'orientation permettant d'optimiser au moins un paramètre de vol prédéterminé, en fonction dudit premier ordre de commande en tangage déterminé par ladite unité de calcul (5), et en ce que ledit sys tème de commande de vol (1) comporte, de plus, des moyens auxiliaires (28A) pour soustraire à l'ordre de commande en tangage la contribution en tangage, due à l'actionnement de l'élément orientable selon ledit ordre d'orientation, de manière à obtenir un second ordre de commande en tan gage qui est transmis et appliqué audit premier moyen d'actionnement
(3A, 3B) de l'élément commandé.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (5) et ledit moyen de calcul (27) font partie d'un dispositif de commande de vol (CDV).
3. Système selon l'une quelconque des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un moyen de calcul auxiliaire (29) qui est associé audit moyen de calcul (27) et qui détermine une commande d'objectif, correspondant à une commande en tangage qui doit
lo être exécutée pour optimiser ledit paramètre de vol prédéterminé.
4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un ensemble de calcul (30) qui est relié audit moyen de calcul (27) et qui comprend la suite d'éléments suivants reliés entre eux: - un différentiateur (31) qui fait la différence entre le premier ordre de commande en tangage, déterminé par ladite unité de calcul (5), et la commande d'objectif déterminée par ledit moyen de calcul auxiliaire (29); - un élément de calcul (32) qui multiplie cette différence par un coeffi cient prédéterminé; - un filtre basse-fréquence (33); - un limiteur de vitesse (34); et
- un limiteur d'autorité (35).
5. Système selon l'une quelconque des revendications précéden
tes, caractérisé en ce que ledit paramètre de vol correspond à au moins l'un des paramètres suivants de l'aéronef (A): - I'assiette statique de vol; - la puissance consommée; et - le battement cyclique statique d'au moins un rotor, dans le cas o l'aé
ronef (A) comporte un rotor.
6. Système selon l'une quelconque des revendications précéden
tes, caractérisé en ce que ledit moyen de calcul (27) détermine ledit ordre
d'orientation en fonction du cas de vol de l'aéronef (A).
7. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
caractérisé en ce que lesdits moyens auxiliaires (28A) comportent un moyen de calcul auxiliaire (36) qui calcule automatiquement la différence o entre ledit premier ordre de commande en tangage, déterminé par l'unité de calcul (5), et ladite contribution en tangage due à l'actionnement de l'élément orientable, de manière à obtenir ledit second ordre de commande en tangage qui est transmis et appliqué audit premier moyen d'actionne
ment (3A, 3B) de l'élément commandé.
8. Système selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un élément de calcul (37) pour multiplier l ' ordre d' orientation par un gain prédéterminé afin d 'obtenir la
dite contribution en tangage.
9. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
caractérisé en ce que lesdits moyens auxiliaires comportent ladite unité de calcul (5) qui prend en compte automatiquement ladite contribution en tangage due à l'actionnement de l'élément orientable, pour déterminer di rectement ledit second ordre de commande en tangage qui est transmis et appliqué audit premier moyen d'actionnement (3A, 3B) de l'élément commandé.
10. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
caractérisé en ce que lesdits moyens auxiliaires comportent ledit premier organe de commande (2) qui est susceptible d'être actionné par un pilote de l'aéronef (A), pour prendre en compte ladite contribution en tangage
due à l'actionnement de l'élément orientable.
11. Système selon l'une quelconque des revendications précéden
tes, pour commander le tangage d'un aéronef convertible (A) comportant au moins un rotor engendrant la portance et monté sur une nacelle qui est susceptible d'être basculée par rapport à la structure de l'aéronef (A), caractérisé en ce que ledit second moyen d'actionnement (22) est suscep
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Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2756252A1 (fr) * | 1996-11-22 | 1998-05-29 | Eurocopter France | Systeme de commande de vol pour aeronef a voilure tournante, notamment pour un helicoptere |
| EP1090836A2 (fr) * | 1999-10-05 | 2001-04-11 | Bell Helicopter Textron Inc. | Procédé et dispositif permettant de reduire les efforts de torsion dans un arbre tournant |
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Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2756252A1 (fr) * | 1996-11-22 | 1998-05-29 | Eurocopter France | Systeme de commande de vol pour aeronef a voilure tournante, notamment pour un helicoptere |
| EP1090836A2 (fr) * | 1999-10-05 | 2001-04-11 | Bell Helicopter Textron Inc. | Procédé et dispositif permettant de reduire les efforts de torsion dans un arbre tournant |
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