FR2872483A1 - Dispositif de detection de defaillance de la voie principale de transmission d'effort pour actionneurs de commande de vol a double voie de transmission d'effort - Google Patents

Abstract

Ce dispositif de détection de défaillance de la voie principale de transmission d'effort dans un actionneur (18) de commande de vol à double voie de transmission d'effort, l'actionneur de vol (18) commandant la position d'une gouverne de vol (10) pouvant prendre plusieurs positions par rapport à la structure (11) d'un aéronef, l'actionneur (18) étant servocommandé en fonction de la différence entre la position de commande fournie par un ordinateur de vol et la position réelle de la gouverne de vol (10) fournie par des capteurs de position, est caractérisé par un premier ensemble de capteurs de position (26) installés sur la structure de l'aéronef et entraînés directement par la gouverne de vol (10), par un second ensemble de capteurs de position (21) installé sur l'actionneur de commande de vol (18) lui-même, et par un comparateur (30) qui utilise la différence entre l'information de position fournie par chacun de ces deux ensembles de capteurs (21, 26) pour détecter une défaillance de la voie principale.

Description

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Dispositif de détection de défaillance de la voie principale de transmission d'effort pour actionneurs de commande de vol à double voie de transmission d'effort La présente invention concerne un dispositif de détection de défaillance de la voie principale de transmission d'effort pour actionneur de commande de vol à double voie de transmission d'effort.

Les actionneurs de commande de vol ont deux fonctions principales: -D'une part relier une gouverne de vol (surface aérodynamique de commande) à la structure de l'aéronef et supporter tous les efforts appliqués à cette gouverne.

- D'autre part, à réception d'une commande mécanique ou électrique en provenance du pilote ou de l'ordinateur de commande de vol (FCC), modifier la position de la gouverne de vol pour modifier l'assiette de l'aéronef.

L'incapacité à garantir la première fonction implique qu'on ne peut plus maintenir la position de la gouverne de vol: elle prend la position où la résultante des efforts aérodynamique est la plus faible. On ne peut donc plus utiliser la gouverne correspondante pour piloter l'aéronef.

Un aéronef moderne a des gouvernes de vol principales et secondaires.

Les gouvernes de vol principales sont: -les gouvernes de gauchissement pour la commande de l'axe de roulis 25 de l'aéronef.

- la gouverne de direction pour la commande de l'axe de lacet de l'aéronef.

- les gouvernes de profondeur pour la commande de l'axe de tangage de l'aéronef.

Les gouvernes de vols secondaires sont: - l'empennage horizontal pour modifier l'assiette en tangage de l'aéronef et réduire la traînée aérodynamique de l'aéronef et la charge de travail des gouvernes de profondeur.

-les systèmes hyper sustentateurs: des volets simples et des volets à 35 fentes utilisés pour augmenter la portance des ailes pour le décollage et 2 2872483 l'atterrissage.

-des déporteurs (spoilers) utilisés pour l'aérofreinage.

Pour la plupart des gouvernes de cette famille, il est généralement prévu plusieurs gouvernes de vol indépendantes. L'aéronef est habituellement conçu pour que la perte de contrôle de l'une des gouvernes de vol puisse être compensée et la commande de l'aéronef réalisée par la ou les gouvernes de vol restantes.

Pour certaines de ces gouvernes de vol telles que l'empennage horizontal, par exemple, il y a une seule gouverne de vol attachée à un seul actionneur. Dans ce cas, une défaillance dans la liaison de la gouverne de vol à la structure de l'aéronef et dans la résistance aux efforts aérodynamiques peut devenir catastrophique: le contrôle de l'assiette en profondeur de l'aéronef ne peut plus être réalisé.

La réglementation impose qu'aucune défaillance unique d'un 15 composant quel qu'il soit ne conduise à une situation catastrophique pour l'aéronef.

Dans ce but, certains actionneurs de commande de vol sont conçus en tant qu'actionneurs à double voie d'effort.

La première voie, appelée voie principale de cheminement des efforts, 20 transfère tous les efforts depuis la gouverne de vol à la structure de l'aéronef.

La seconde voie, appelée voie de sécurité ou voie secondaire de cheminement des efforts, est normalement non soumise à l'effort. A cet effet, elle est conçue avec des jeux notables entre ses parties constitutives de façon à ne pas voir d'efforts en fonctionnement normal de la voie principale.

Toute défaillance structurelle dans la voie principale de cheminement des efforts au sein de l'actionneur est compensée et les efforts sont transmis aux composants de la voie secondaire.

L'évolution de la réglementation impose maintenant que toute défaillance d'un composant quelconque de la voie principale de cheminement des efforts puisse être détectée (pas de panne dormante). C'est dans le but de garantir que l'aéronef ne volera pas encore plusieurs fois avec une voie principale de cheminement d'efforts défectueuse sans qu'on se rende compte alors qu'il n'y a plus d'organe structurel de secours.

Le but de la présente invention est de proposer un système de 3 2872483 détection qui utilise les capteurs et les ordinateurs de commande de vol existant déjà à bord des aéronefs récents pour accomplir cette tâche.

L'invention atteint son but grâce à un dispositif de détection de défaillance de la voie principale de transmission d'effort dans un actionneur de commande de vol à double voie de transmission d'effort, l'actionneur de vol commandant la position d'une gouverne de vol pouvant prendre plusieurs positions par rapport à la structure d'un aéronef, l'actionneur étant servocommandé en fonction de la différence entre la position de commande fournie par un ordinateur de vol et la position réelle de la gouverne de vol fournie par des capteurs de position, caractérisé par un premier ensemble de capteurs de position installés sur la structure de l'aéronef et entraînés directement par la gouverne de vol, et par un second ensemble de capteurs de position installé sur l'actionneur de commande de vol lui-même, et par un comparateur qui utilise la différence entre l'information de position fournie par chacun de ces deux ensembles de capteurs pour détecter une défaillance de la voie principale.

Dans les aéronefs modernes, les actionneurs de commande de vol sont des servo-actionneurs. La commande de régulation de l'actionneur est calculée en utilisant la différence entre la position commandée fournie par l'ordinateur de vol et la position réelle de la gouverne de vol. La position de la gouverne de vol est fournie par des capteurs de position redondants. La redondance de l'information est absolument nécessaire pour empêcher toute dérive de l'actionneur de commande de vol en cas de panne d'un capteur de position.

Il y a aujourd'hui deux manières différentes utilisées pour entraîner les capteurs de positions: -sur certains aéronefs, les capteurs de position sont directement entraînés par la gouverne de vol par l'intermédiaire de câbles, de bielles et de liaisons mécaniques diverses. Ils sont installés sur la structure de l'aéronef.

-sur certains aéronefs, les capteurs de position sont entraînés par l'actionneur de commande de vol. Ils font partie de l'actionneur.

La présente invention consiste donc à combiner les deux solutions existantes pour en tirer l'information de défaillance de voie principale: un ou plusieurs capteurs de position (ensemble de capteurs de 35 position) sont installés sur la structure de l'avion et entraînés 4 2872483 directement par la gouverne de vol. Leur signal de sortie est un signal qui varie avec la position de la gouverne de vol. - Un ou plusieurs capteurs de position (ensemble de capteurs de position) sont installés sur l'actionneur de commande de vol. Les capteurs de position peuvent être de tout type, inductif, potentiométrique, optique...

En fonctionnement normal, la position de la gouverne de vol est fonction de la position de l'actionneur de commande de vol. Les deux ensembles de capteurs de position fournissent la même information de position.

L'erreur maximale possible entre les deux ensembles de capteurs de position est une fonction de la justesse du capteur de position, des jeux, des erreurs cinématiques (ce qui peut être compensé lors du traitement de calcul de la position à partir du signal du capteur), de la justesse du calcul de position.

Cette erreur maximale est utilisée pour fixer un seuil de détection dans l'ordinateur de commande.

L'ordinateur de commande de vol ou le module de commande de l'actionneur de commande de col surveille en permanence l'information de position des deux ensembles de capteurs.

En cas de défaillance dans la voie principale de cheminement d'efforts de l'actionneur de commande de vol, les efforts aérodynamiques sont alors transmis de la gouverne de vol à la structure de l'aéronef.

Dans ce cas et comme expliqué précédemment, les jeux de l'actionneur sont augmentés de manière significative.

Les deux ensembles de capteurs de position fournissent alors des informations de position différentes, la différence étant supérieure au seuil de détection, l'ordinateur de commande de vol de l'aéronef détecte une défaillance et prend les mesures palliatives adéquates. Une fois l'aéronef au sol, des opérations de maintenance et de recherche de panne permettent d'identifier la cause de la défaillance constatée qui peut avoir plusieurs origines.

Des dispositifs mécaniques de signalisation ou des outils dédiés peuvent être utilisés pour détecter les défaillances de la voie primaire d'efforts.

D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront à la lecture d'un mode de réalisation de l'invention. On se référera aux dessins annexés sur 2872483 lesquels la figure unique montre de façon schématique une application de l'invention à la compensation de tangage au niveau de l'empennage horizontal.

La gouverne de vol 10 (un empennage plan horizontal) est représentée par son profil en traits mixtes. Cette gouverne de vol 10 peut pivoter grâce à un pivot 12 par rapport à la structure 11 de l'avion, qui est représentée de manière symbolique. Le pivotement de la gouverne 10 est effectué par un bras de manoeuvre 13 dont une extrémité est articulée en 14 sur un écrou 15 dans lequel tourne une vis 16 entraînée par la boîte de vitesse 17 d'un actionneur 18 dont le carter est doublement articulé en 19 et 20 sur la structure 11 de l'avion. Un ensemble de capteurs de position 21 (on a représenté un seul capteur, mais par ensemble de capteurs on comprend de préférence plusieurs capteurs redondants) est monté sur la boîte de vitesse 17 et reçoit des informations sur la rotation de la vis 16 grâce à un jeu de roues dentées 22, 23. Ces informations sont théoriquement représentatives de la position de la gouverne 10.

Parallèlement, d'autres informations sur la position réelle de la gouverne 10 sont directement données par un système mécanique articulé reliant le bras 13 lié à la surface 10, et la structure 11. Ce système mécanique peut comprendre une bielle 24 articulée d'une part sur le bras 13 et d'autre part sur l'extrémité d'un bras 25 pivotant sur la structure 11 et dont un ensemble de capteurs de position 26 mesure l'angle de pivotement.

Selon l'invention, la comparaison des informations reçues par l'ensemble de capteurs 21 et par l'ensemble de capteurs 26 permet la détection des défaillances. Les signaux provenant des capteurs 21 et 26 sont conduits par des lignes 27, 28 à l'entrée d'un comparateur 30 dont le signal de sortie, fonction de la différence entre les informations de position, est objet d'un traitement dans un circuit 31 pouvant faire partie de l'ordinateur de bord, où il est comparé à une valeur de consigne prédéterminée et, si la différence excède cette valeur de consigne, un signal de sortie du circuit 31 déclenche une procédure ad hoc, par exemple comprenant le déclenchement d'une alarme 32.

Claims (1)

1. 6 2872483 REVENDICATIONS

   1. Dispositif de détection de défaillance de la voie principale de transmission d'effort dans un actionneur (18) de commande de vol à double voie de transmission d'effort, l'actionneur de vol (18) commandant la position d'une gouverne de vol (10) pouvant prendre plusieurs positions par rapport à la structure (11) d'un aéronef, l'actionneur (18) étant servocommandé en fonction de la différence entre la position de commande fournie par un ordinateur de vol et la position réelle de la gouverne de vol (10) fournie par des capteurs de position, caractérisé par un premier ensemble de capteurs de position (26) installés sur la structure de l'aéronef et entraînés directement par la gouverne de vol (10), par un second ensemble de capteurs de position (21) installé sur l'actionneur de commande de vol (18) lui-même, et par un comparateur (30) qui utilise la différence entre l'information de position fournie par chacun de ces deux ensembles de capteurs (21, 26) pour détecter une défaillance de la voie principale.

   2. Dispositif de détection selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un circuit (31) en sortie du comparateur (30) déclare la défaillance si ladite différence est supérieure à un seuil prédéterminé.