FR2871437A1 - Indicateur de pilotage permettant de predire l'evolution du regime de rotation du rotor principal d'un giravion - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un indicateur de pilotage (13), destiné à un giravion pourvu d'un rotor principal et d'au moins un turbomoteur. Il comporte un premier (14) et un deuxième (15) capteur délivrant des informations respectivement relatives à un premier régime de rotation (Nr) dudit rotor principal et un deuxième régime de rotation (NTL) de la turbine libre dudit turbomoteur. Cet indicateur (13) est de plus muni d'un moyen d'affichage (18) pourvu d'un écran de visualisation (19) permettant d'indiquer les première et deuxième valeurs actuelles respectivement des premier (Nr) et deuxième (NTL) régimes de rotation. De plus, ledit moyen de traitement (17) détermine une valeur estimée du premier régime Nr de rotation.
Description
Indicateur de pilotage permettant de prédire l'évolution du régime de
rotation du rotor principal d'un giravion.
La présente invention concerne un indicateur de pilotage pour un giravion pourvu d'au moins un moteur, tel qu'un turbomoteur par exemple, et d'un rotor principal de sustentation et de propulsion.
Cet indicateur permet d'afficher les valeurs actuelles d'un premier régime de rotation du rotor principal et d'un deuxième régime de rotation de la turbine libre de chaque turbomoteur, respectivement dénommés Nr et NTL par l'homme du métier, tout en étant capable de prédire l'évolution du premier régime de rotation lors des phases d'accélération ou de décélération du turbomoteur, dénommées phases transitoires. Un tel indicateur est plus spécifiquement adapté à un hélicoptère.
En effet, il est nécessaire sur un giravion, tel qu'un hélicoptère, de mesurer et d'afficher sur le tableau de bord du poste de pilotage, d'une part, le premier régime de rotation du rotor principal et, d'autre part, le deuxième régime de rotation de la turbine libre du ou des turbomoteurs.
On connaît un premier système, pour un giravion monomoteur, qui affiche sur un écran de visualisation le premier Nr et le deuxième NTL régime de rotation respectivement par l'intermédiaire d'une première et d'une deuxième aiguille. Lors d'un fonctionnement normal du giravion, ces deux aiguilles sont alignées, c'est à dire superposées. Un désalignement des aiguilles signifie qu'il existe un problème mécanique sur la chaîne de transmission de la puissance du turbomoteur, au niveau de la boîte de transmission principale par exemple.
Une variante de ce système, utilisée pour un giravion bimoteur, affiche le premier régime de rotation du rotor principal ainsi que le deuxième régime de rotation de la turbine libre de chaque moteur ce qui implique trois aiguilles distinctes.
Comme nous l'avons vu précédemment, de tels systèmes usuels, permettent au pilote de détecter un éventuel problème mécanique situé au niveau de la chaîne de transmission de puissance.
De plus, lorsque le premier régime de rotation Nr franchit un seuil limite, maximal ou minimal, une alarme sonore retentit afin que le pilote puisse modifier sa manoeuvre. Cette alarme est particulièrement importante puisque le premier régime de rotation Nr est vital pour la sécurité du vol, un régime trop faible entraînant par exemple une perte de sustentation.
Tout en étant efficaces, ces systèmes connus ne s'avèrent pas suffisants pour empêcher une chute ou une augmentation trop rapide du premier régime de rotation Nr du rotor principal. En effet, l'expérience montre, par exemple lors d'une manoeuvre trop rapide, que le premier régime de rotation Nr peut dépasser son seuil limite maximal en un temps inférieur au temps de réaction du pilote, ce qui peut conduire à une situation catastrophique.
La présente invention a donc pour objet de proposer un indicateur de pilotage pour giravion permettant de prédire l'évolution du premier régime de rotation Nr du rotor principal afin de permettre au pilote de modifier sa manoeuvre, si nécessaire, dans un laps de temps raisonnable.
Selon l'invention, un indicateur de pilotage, destiné à un giravion pourvu d'un rotor principal et d'au moins un turbomoteur pour la propulsion voire même pour la sustentation, comporte un 2871437 3 premier et un deuxième capteur délivrant des informations respectivement relatives à un premier régime de rotation Nr dudit rotor principal et un deuxième régime de rotation NTL de la turbine libre dudit turbomoteur. Cet indicateur est de plus muni d'un moyen de traitement des informations issues des premier et deuxième capteurs et d'un moyen d'affichage pourvu d'un écran de visualisation permettant d'indiquer les première et deuxième valeurs actuelles respectivement des premier et deuxième régimes de rotation.
L'invention est remarquable dans la mesure où le moyen de traitement détermine une valeur estimée du premier régime de rotation Nr. Lorsque cette valeur estimée franchit un seuil limite, maximal ou minimal, le moyen de traitement émet un signal d'alerte, sonore et/ou visuel.
De cette manière, le pilote de l'aéronef sait par avance si le premier régime de rotation Nr va dépasser une des limites fixées par le constructeur. Dans ces conditions, le pilote aura suffisamment de temps pour modifier sa manoeuvre pour afin d'éviter tout incident.
Selon l'invention, lors d'une accélération du turbomoteur, le moyen de traitement calcule la valeur estimée à partir de la loi prédictive en accélération suivante, où IPT, Nr, k et dNr/dt correspondent respectivement à la valeur estimée, la première valeur actuelle du premier régime de rotation, un coefficient multiplicateur et la variation de la première valeur actuelle au cours d'un intervalle de temps: IPT = Nr+(kddtr)4 Par ailleurs, lors d'une décélération du turbomoteur, le moyen de traitement calcule la valeur estimée à partir de la loi prédictive en décélération suivante, où IPT, Nr, k et dNrldt correspondent respectivement à la valeur estimée, la première valeur actuelle du premier régime de rotation, un coefficient multiplicateur et la variation de la première valeur actuelle au cours d'un intervalle de temps: IPT =Nr (k ddNtr)4 En outre, pour que les lois prédictives en accélération et en décélération soient représentatives, le coefficient multiplicateur est compris entre 0 et 0,5. Ce dernier dépendant du turbomoteur concerné, il est déterminé par essai par le constructeur et vaut de préférence 0,082.
L'indicateur de pilotage basé sur les lois prédictives décrites précédemment fonctionne correctement notamment pour des manoeuvres normales. Cependant, l'analyse des résultats d'essais nous enseigne que lors de manoeuvres brutales, par exemple une augmentation importante du pas des pales du rotor principal d'un hélicoptère, la valeur estimée peut être exagérément élevée.
Pour éviter ce phénomène, le moyen de traitement borne la valeur estimée en déterminant une valeur estimée maximale. Comme pour le coefficient multiplicateur, cette valeur estimée maximale, dépendant du turbomoteur, est déterminée par essai par le constructeur. Elle est, de préférence, égale au premier régime de rotation Nr majoré: - de 10 tours minute lorsque le premier régime de rotation Nr est inférieur à 360 tours minute, - de 20 tours minute lorsque le premier régime de rotation Nr est compris entre 360 et 410 tours minute, - de 10 tours minute lorsque le premier régime de rotation Nr est supérieur à 410 tours minute.
L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec un exemple de réalisation donné à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent: - la figure 1, une vue schématique d'un indicateur de pilotage selon l'invention, - la figure 2, un diagramme représentant l'évolution de la première valeur actuelle et de la valeur estimée en fonction du temps, la figure 3, un diagramme représentant l'évolution de la dérivée de la première valeur actuelle et la loi prédictive en accélération à deux instants distincts, - la figure 4, un diagramme démontrant la nécessité de borner la valeur estimée dans certains cas, et - la figure 5, un diagramme présentant les majorations maximales de la valeur estimée.
La figure 1 présente une vue schématique d'un indicateur de pilotage 13 selon l'invention, destiné à un giravion pourvu d'un unique turbomoteur et d'un rotor principal d'avancement et de sustentation.
Il est pourvu d'un premier 14 et d'un deuxième 15 capteur qui délivrent, indépendamment l'un de l'autre, à un moyen de traitement 17 des informations respectivement relatives à un premier régime de rotation Nr du rotor principal et un deuxième régime de rotation NTL de la turbine libre du turbomoteur.
Le moyen de traitement 17 ramène les première et deuxième valeurs actuelles respectivement des premier Nr et deuxième NTL régimes de rotation à une échelle comparable et les transmet à un moyen d'affichage 18. Ce dernier affiche alors les première et deuxième valeurs actuelles sur un écran de visualisation pourvu de graduations 60, respectivement via une première 20 et une deuxième 21 aiguille par exemple.
Au cours d'un fonctionnement normal, les première 20 et deuxième 21 aiguilles sont alignées, c'est-à-dire superposées. Par contre, si un problème mécanique se produit sur la chaîne de transmission de puissance, ces aiguilles seront désalignées ce qui permettra au pilote de prendre connaissance de l'incident.
Par ailleurs, le moyen de traitement 17 calcule aussi la valeur estimée du premier régime de rotation Nr.
Pour ce faire, lors d'une accélération du turbomoteur, le moyen de traitement calcule la valeur estimée à partir de la loi prédictive en accélération suivante, où IPT, Nr, k et dNr/dt correspondent respectivement à la valeur estimée, la première valeur actuelle du premier régime de rotation, un coefficient multiplicateur et la variation de la première valeur actuelle au cours d'un intervalle de temps: IPT =Nr+ (k dNr)4 A contrario, lors d'une décélération du turbomoteur, le moyen de traitement calcule la valeur estimée à partir de la loi prédictive en décélération suivante, où IPT, Nr, k et dNr/dt correspondent respectivement à la valeur estimée, la première valeur actuelle du premier régime de rotation, un coefficient multiplicateur et la variation de la première valeur actuelle au cours d'un intervalle de temps: IPT=Nr - (k dd Nr)4 En outre, pour que les lois prédictives en accélération et en décélération soient représentatives, le coefficient multiplicateur k est compris entre 0 et 0,5. Déterminé par essai par le constructeur, il vaut de préférence 0.082.
Par ailleurs, si la valeur estimée dépasse un seuil limite fixé par le constructeur, maximal ou minimal, le moyen de traitement émet un signal d'alerte, sonore et/ou visuel. Ainsi, en étant prévenu en avance de phase que le premier régime de rotation Nr va être soit trop élevé soit trop faible, le pilote peut prendre les mesures qui s'imposent pour ne pas mettre en péril le giravion.
Des simulations montrent que le gain de temps s'avère suffisant pour répondre au besoin.
La figure 2 présente un diagramme représentant l'évolution de la première valeur actuelle et l'évolution de la valeur estimée en fonction du temps au cours d'une accélération du turbomoteur.
Une courbe CT1 montre l'évolution de la première valeur actuelle, à savoir la valeur du premier régime de rotation Nr à un instant donné. Elle augmente progressivement puis oscille de façon transitoire avant de se stabiliser à une valeur finale F. Une courbe CT2 montre l'évolution de la valeur estimée. Sa géométrie est sensiblement identique à celle de la courbe CT1.
Cependant, la prédiction réalisée permet d'obtenir la valeur finale F de façon prématurée ce qui, comme nous l'avons vu précédemment, aide considérablement le pilote d'un point de vue décisionnaire.
La figure 3 présente un diagramme représentant l'évolution de la dérivée de la première valeur actuelle (courbe Cl) en fonction de la première valeur actuelle au cours d'une accélération du turbomoteur et la loi prédictive en accélération à deux instants distincts (courbe C2' à l'instant A et courbe C2 à l'instant B).
A l'instant A, la première valeur actuelle vaut A0 et la valeur estimée A'. Cette valeur estimée n'est pas encore représentative de la valeur finale F de la première valeur actuelle à la fin de manoeuvre. Cependant, elle donne une indication correcte dans la mesure où elle est comprise entre la valeur A0 à l'instant A et la valeur finale F. A partir de l'instant B, la prédiction réalisée par le moyen de traitement 17, via la loi prédictive en accélération décrite ci-dessus, est précise puisque la valeur estimée B' est alors très proche de la valeur finale F. De ce fait, si le signal d'alerte est émis, il représentera une indication précise et réaliste de la situation à venir.
Néanmoins, lors d'une manoeuvre brutale entraînant par exemple une forte accélération du turbomoteur, la prédiction peut avoir une précision insuffisante en déterminant inutilement une valeur estimée élevée.
Pour illustrer cette possibilité, on peut se référer à la figure 4 où les courbes C11 et C21 représentent respectivement l'évolution de la dérivée de la première valeur actuelle en fonction de la première valeur actuelle et loi prédictive en accélération à l'instant B. L'accélération du turbomoteur étant forte, contrairement au cas précédant, la valeur estimée B' à l'instant B est nettement plus élevée que la valeur finale F du paramètre limitant.
Pour remédier à cet inconvénient, en référence à la figure 5, 5 le moyen de traitement 17 borne la valeur estimée en la limitant à une valeur estimée maximale.
Pour ce faire, ce moyen de traitement 17 utilise le diagramme de la figure 5 qui représente une majoration en fonction du premier régime de rotation Nr. La valeur estimée maximale est alors égale au premier régime de rotation Nr auquel on ajoute la majoration.
Lorsque le premier régime de rotation Nr est inférieur à un régime minimal Nrmin ou supérieur à un régime maximal Nrmax, la majoration est égale à M2. De même si le premier régime de rotation Nr est compris entre le régime maximal Nrmax et le régime minimal Nrmin, la majoration vaut M1.
De façon préférentielle, la valeur estimée maximale est égale au premier régime de rotation Nr majoré : - de 10 tours minute lorsque le premier régime de rotation Nr est inférieur à 360 tours minute par seconde, - de 20 tours minute lorsque le premier régime de rotation Nr est compris entre 360 et 410 tours minute, - de 10 tours minute lorsque le premier régime de rotation Nr est supérieur à 410 tours minute.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien qu'un mode de réalisations ait été décrit, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.
Claims (1)
11 REVENDICATIONS
1. Indicateur de pilotage (13), destiné à un giravion pourvu d'un rotor principal et d'au moins un turbomoteur pour la propulsion voire même pour la sustentation, comprenant un premier (14) et un deuxième (15) capteur délivrant des informations respectivement relatives à un premier régime de rotation (Nr) dudit rotor principal et un deuxième régime de rotation (NTL) de la turbine libre dudit turbomoteur, comprenant de plus un moyen de traitement (17) des informations issues desdits premier (14) et deuxième (15) capteurs et un moyen d'affichage (18) pourvu d'un écran de visualisation (19) permettant d'indiquer les première et deuxième valeurs actuelles respectivement des premier (Nr) et deuxième (NTL) régimes de rotation, caractérisé en ce que ledit moyen de traitement (17) détermine une 15 valeur estimée du premier régime (Nr) de rotation.
2. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors d'une accélération du turbomoteur, ledit moyen de traitement (17) calcule ladite valeur estimée à partir de la loi prédictive en accélération suivante, où IPT, Nr, k et dNr/dt correspondent respectivement à ladite valeur estimée, ladite première valeur actuelle, un coefficient multiplicateur et la variation de ladite première valeur actuelle au cours d'un intervalle de temps: IPT = Nr+(k ddNtr)4 3. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors d'une décélération du turbomoteur, ledit moyen de traitement (17) calcule ladite valeur estimée à partir de la loi prédictive en décélération suivante, où IPT, IPL, k et dNr/dt correspondent respectivement à ladite valeur estimée, ladite première valeur actuelle, un coefficient multiplicateur et la variation de ladite première valeur actuelle au cours d'un intervalle de temps: IPT=Nr (kddNr)4 4. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des 10 revendications 2 à 3, caractérisé en ce que ledit coefficient multiplicateur (k) est compris entre 0 et 0,5.
5. Indicateur de pilotage selon la revendication 4, caractérisé en ce que, ledit coefficient multiplicateur (k) est 15 sensiblement égal à 0,082.
6. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, ledit moyen de traitement (17) borne ladite valeur estimée en déterminant une valeur estimée maximale.
7. Indicateur de pilotage selon la revendication 6, caractérisé en ce que, ladite valeur estimée maximale est égale audit premier régime de rotation (Nr) majoré : - de 10 tours minute lorsque le premier régime de rotation (Nr) est inférieur à 360 tours minute, - de 20 tours minute lorsque le premier régime de rotation (Nr) est compris entre 360 et 410 tours minute, - de 10 tours minute lorsque le premier régime de rotation (Nr) est supérieur à 410 tours minute.
8. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit moyen de traitement (17) émet un signal d'alerte sonore lorsque ladite valeur estimée franchit un seuil limite.
9. Indicateur de pilotage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit moyen de traitement (17) émet un signal d'alerte visuelle lorsque ladite valeur estimée franchit un seuil limite.
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| CD | Change of name or company name |
Owner name: AIRBUS HELICOPTERS, FR Effective date: 20140602 |
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| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20200206 |