FR2897840A1 - Procede et dispositif de traitement et de visualisation d'informations de pilotage d'un aeronef - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un procédé d'aide au pilotage d'un giravion dans lequel on détermine une variation (DVZ) de vitesse verticale du giravion en fonction d'une variation (DVH) de vitesse horizontale de l'aéronef et d'une donnée représentative de la puissance (W) absorbée pour la sustentation et l'avance du giravion, on calcule un rapport entre la variation (DVZ) de vitesse verticale et la vitesse horizontale (VH) du giravion, et on présente sur un afficheur un symbole d'aide au pilotage dont la position (alpha) est fonction dudit rapport.

Description

Procédé et dispositif de traitement et de visualisation d'informations de

pilotage d'un aéronef La présente invention est relative à un procédé et à un dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef, réel ou simulé.

Le domaine technique de l'invention est celui de la fabrication d'hélicoptères. La présente invention est notamment relative à un procédé et à un dispositif de traitement et/ou de visualisation d'informations d'aide au pilotage d'un giravion réel ou simulé, selon une trajectoire préétablie dans un espace ûdoté d'un repère- à trois dimensions. L'invention concerne en particulier un dispositif d'affichage d'informations destinées au pilote d'un giravion pour l'aider à faire suivre au giravion une consigne de vitesse horizontale qui varie au cours du temps.

Un objectif de l'invention, associé à une représentation du vecteur vitesse, est de permettre au pilote de suivre facilement une consigne de vitesse horizontale alors qu'il suit déjà une trajectoire programmée en trois dimensions. Un objectif de l'invention est de présenter au pilote, sur un dispositif de visualisation, un indicateur lui permettant de faire facilement les corrections nécessaires pour rejoindre une vitesse programmée, sans s'écarter d'une trajectoire programmée. Cette fonction ne doit pas amener de charge de travail par un contenu trop complexe à interpréter par le pilote. Elle doit être facile à suivre et doit amener le pilote à effectuer des actions simples et intuitives sur les commandes de vol. Divers systèmes d'aide au pilotage d'un aéronef ont été proposés, la plupart d'entre eux étant adaptés aux aéronefs à voilure fixe.

Le brevet US-5,337,048 décrit un système d'affichage tête haute (HUD : Head-Up Display ) dans lequel on génère un dessin comportant des barres superposées représentant des angles de tangage (cabrage ou piqué) ; le brevet US-5,675,328 décrit un système affichant deux échelles de pente se croisant à une valeur d'assiette de sécurité ; le brevet US-5,614,897 décrit un système d'affichage d'écarts entre une valeur de consigne et une valeur réelle, pour la vitesse et le cap d'un aéronef. Le brevet FR-2 720 522 décrit un collimateur relié à un capteur d'imagerie pour améliorer le champ de vision d'un pilote.

Les brevets US-5,057,835 et US-5,471,205 décrivent des méthodes d'affichage d'une carte ; le brevet FR-2 725 808 décrit un collimateur affichant un axe d'une piste ; le brevet US-6,150,960 décrit un indicateur graphique comportant des symboles représentatifs de la vitesse effective et de diverses vitesses caractéristiques (minimale, maximale, d'endurance maximale) ; le brevet US-5,343,395 décrit un système de guidage fournissant une vue tridimensionnelle simulée d'un périmètre d'une piste d'atterrissage. Le brevet US-6,107,943 décrit une méthode d'affichage d'une information quantitative de l'accélération (ou décélération) d'un avion se déplaçant au sol. Le brevet FR-2 730 841 décrit un procédé de guidage comportant l'affichage d'une ligne d'horizon artificiel et l'affichage d'un vecteur vitesse sol au moyen d'une coordonnée verticale d'angle de pente et d'une coordonnée horizontale d'angle de route, ces coordonnées étant calculées à partir de signaux ou données délivré(e)s par une centrale AHRS, une centrale anémo-barométrique, et un récepteur GPS. Le brevet US-6,320,579 décrit un système affichant une symbologie tridimensionnelle de déviation de trajectoire de vol.

Les brevets US-5,798,713 et US-6,054,937 décrivent des méthodes de représentation d'informations de guidage d'un avion comportant un horizon, une trajectoire préalablement calculée de l'avion, ainsi que des bandes représentatives d'un angle de tangage ou de la présence d'un autre avion. Le brevet US-6,111,526 décrit un dispositif d'assistance au guidage qui affiche un horizon gradué en cap, une ligne graduée en assiette, un symbole représentant l'axe longitudinal de l'avion, un symbole de vecteur vitesse représentant la route et la pente suivie par l'avion par rapport au sol, ainsi qu'une fenêtre de guidage dont la position correspond à la direction d'un point de la trajectoire souhaitée qui est situé à distance et en avant de l'avion. Le brevet US-5,420,582 décrit un procédé de représentation d'un vue spatiale à trois dimensions comportant l'estimation de la ligne de vol prévue de l'avion, ainsi que sa position et son assiette ; une échelle verticale de vitesse est également prévue. Les brevets US-4,419,079 et US-5,289,185 décrivent des systèmes d'affichage de symboles complémentaires concernant la vitesse à suivre par l'aéronef : selon le premier brevet, le pilote doit s'efforcer d'amener deux symboles de pente potentielle au niveau de deux symboles d'incidence, en manipulant la manette des gaz, pour que l'avion conserve une vitesse choisie; selon le second brevet, on visualise par deux symboles identiques l'énergie totale à adopter pour atteindre une vitesse sélectionnée, et on visualise par deux autres symboles identiques la tendance à l'accélération ou à la décélération. Le brevet US-6,272,404 décrit un appareil d'affichage sur un HUD d'un symbole d'objectif indiquant la direction d'une trajectoire à suivre par l'hélicoptère équipé de cet appareil. Une difficulté de la représentation de la composante horizontale de la vitesse d'un aéronef par un dispositif d'affichage en superposition de l'environnement extérieur d'informations comportant en particulier une barre d'horizon, un vecteur vitesse, et un but à atteindre, réside dans le fait que la vitesse ne correspond pas directement à une grandeur pouvant être facilement représentée géométriquement dans un espace à trois dimensions représentant le monde extérieur. De plus, concernant un hélicoptère, le pilotage de la vitesse est délicat car une action sur le manche de commande d'une variation du pas cyclique pour modifier la vitesse, induit un couplage sur les autres paramètres du vol. Il est donc malaisé de suivre simultanément une vitesse horizontale et une altitude û ou bien une vitesse horizontale et une vitesse verticale û qui sont en cours d'évolution. Dans les procédés et dispositifs connus pour afficher des symboles d'aide au pilotage en superposition de l'environnement extérieur, qui sont utilisés principalement sur des aéronefs à voilure fixe, le suivi de la vitesse peut être effectué de plusieurs façons : - le pilote peut disposer d'un indicateur lui donnant, par rapport à un vecteur vitesse, la pente potentielle qu'il aurait si l'aéronef se déplaçait à vitesse constante; si cette pente n'est pas confondue avec le vecteur vitesse, l'aéronef est donc soit en train d'accélérer, soit en train de ralentir ; le pilote n'a pas d'information sur la vitesse à suivre, mais sur l'évolution de sa vitesse, et c'est à lui à connaître la vitesse à. adopter sur la pente ; cette indication est adaptée à un avion, qui a une vitesse stabilisée tout au long de sa pente d'approche et qui n'a pas à gérer de décélération importante au cours de sa descente ; - le pilote peut disposer d'une indication lui demandant d'accélérer ou de ralentir pour rejoindre sa consigne de vitesse ; le pilote commande alors ce paramètre en boucle ouverte ; l'indication peut être proportionnelle à la demande de puissance nécessaire, et peut donner au pilote une idée de la commande à appliquer ; cette indication n'est cependant pas corrélée avec la dynamique de l'aéronef et nécessite une interprétation ; cette indication s'apparente à un directeur de vol et ne permet pas au pilote d'anticiper ses actions ; ce système est bien moins adapté à un hélicoptère qu'à un avion, car dans le cas d'un hélicoptère, une diminution de vitesse nécessite une action sur deux commandes (manche cyclique et manche collectif) alors que sur un avion, une action sur la seule commande de puissance suffit ; - le pilote peut disposer d'un indicateur de vitesse classique, présentant la vitesse actuelle et la vitesse à atteindre sur une échelle ou un cadran ; ce genre d'indicateur n'est pas cohérent avec les éléments précités et peut masquer l'environnement extérieur lorsqu'il est présenté sur un HUD. Les systèmes connus d'affichage d'informations d'aide au pilotage d'un aéronef présentent ainsi des lacunes ou inconvénients auxquel(le)s 15 l'invention a pour objet de remédier, en partie au moins. Un objectif de l'invention est de proposer un procédé amélioré de traitement de signaux et/ou données et d'affichage d'informations d'aide au pilotage à partir de ces signaux et/ou données traitées. Un objectif de l'invention est de proposer un tel procédé qui soit 20 adapté aux giravions. Un objectif de l'invention est de proposer un dispositif pour la mise en oeuvre de tels procédés. Selon un premier aspect de l'invention, il est proposé un procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, dans lequel on détermine une variation 25 (DVZ) de vitesse verticale de l'aéronef en fonction d'une variation (DVH) de vitesse horizontale de l'aéronef et d'une donnée représentative de la puissance (W) absorbée (ou commandée) pour la sustentation et l'avance de l'aéronef, on calcule un rapport entre la variation (DVZ) de vitesse verticale et la vitesse horizontale (VH) de l'aéronef, et on présente sur un afficheur un symbole d'aide au pilotage dont la position (a) est fonction dudit rapport. La position du symbole le long d'un axe vertical de l'afficheur peut varier selon l'arc tangente dudit rapport.

Lorsque l'aéronef est un giravion comportant un rotor de sustentation et d'avance, on peut mesurer la position d'un organe de commande du pas collectif des pales du rotor, et déterminer ladite donnée représentative de la puissance en fonction du résultat de cette mesure. On peut mesurer la masse du giravion ainsi que la température et la pression ambiante, et déterminer ladite donnée représentative de la puissance en fonction du résultat de ces mesures. On peut présenter au pilote sur l'afficheur, outre ledit symbole d'aide au pilotage : - un symbole représentatif d'un horizon, tel qu'une ligne, - un symbole représentatif de l'inclinaison du vecteur vitesse de l'aéronef dans un plan vertical et de son orientation dans le plan horizontal, tel qu'un cercle associé à deux segments alignés avec un diamètre du cercle, et un symbole représentatif d'un objectif de direction à suivre par l'aéronef. Le symbole représentatif d'un objectif de direction peut comporter un contour ou cadre entourant la direction courante d'une droite passant par la position courante de l'aéronef et par un point d'une trajectoire à suivre ou à rejoindre par l'aéronef.

Le centre du symbole d'aide au pilotage est situé à la verticale du centre du symbole représentatif du vecteur vitesse ; il peut comporter deux signes tels que des chevrons symétriques par rapport à un axe vertical de l'afficheur.

Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un dispositif d'aide au pilotage d'un giravion, qui comporte un module de détermination d'une variation de vitesse verticale qui est arrangé pour déterminer une variation (DVZ) de vitesse verticale en fonction d'une variation (DVH) de vitesse horizontale et d'une puissante (W) courante absorbée par le rotor principal du giravion, un module de détermination d'une position (a) d'un symbole d'aide au pilotage qui est arrangé pour déterminer la position (a) en fonction de la variation (DVZ) de vitesse verticale et de la vitesse horizontale (VH) du giravion, et un générateur de symboles arrangé pour commander l'affichage du symbole. Le dispositif peut comporter un module de détermination de la puissance courante (W) en fonction de la position d'un organe de commande du pas collectif des pales du rotor, une sortie de ce module étant connectée à une entrée du module de détermination d'une variation de vitesse verticale. Le dispositif peut comporter des modules ou organes de mesure de la masse du giravion ainsi que de la température et la pression ambiante, dont la sortie est connectée à une entrée du module de détermination de la puissance (W).

Le dispositif peut comporter un comparateur recevant en entrée une donnée (VHC) représentative d'une consigne de vitesse horizontale ainsi qu'une donnée (VH) représentative d'une vitesse horizontale, et délivrant une donnée représentative de la variation (DVH) de vitesse horizontale au module de détermination d'une variation de vitesse verticale.

Ces modules peuvent être incorporés, en partie au moins, à un calculateur de l'aéronef. Ainsi, selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un programme d'aide au pilotage d'un aéronef qui est porté par un support ou par un signal lisible par un processeur ou calculateur (d'un aéronef) et qui, lorsqu'il est exécuté par le processeur ou calculateur, permet de réaliser les opérations suivantes : - déterminer une variation de vitesse verticale en fonction d'une variation de vitesse horizontale et d'une donnée représentative de la puissance absorbée pour la sustentation et l'avance de l'aéronef, - calculer un rapport entre la variation de vitesse verticale et la (variation de) vitesse horizontale, et - commander l'affichage d'un symbole d'aide au pilotage dont la position est fonction dudit rapport.

Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un programme comportant un code utilisable par un calculateur d'aide au pilotage d'un giravion, le code permettant de déterminer la position (a) d'un symbole d'aide au pilotage en fonction de la vitesse horizontale (VH) du giravion, de la vitesse verticale (VZ) du giravion, de la puissance (W) absorbée pour la sustentation et l'avance du giravion, et d'une consigne (VHC) de vitesse horizontale. Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un programme utilisable par un calculateur d'un giravion pour assister le pilote du giravion, qui permet de commander l'affichage d'un symbole selon un procédé conforme à l'invention. L'affichage concomitant sur un dispositif de visualisation de ce symbole d'aide au pilotage, d'un symbole dont la position est représentative de l'orientation du vecteur vitesse de l'aéronef, et d'un symbole représentatif d'une direction à suivre par l'aéronef, facilite le pilotage par des manoeuvres (ou commandes) réduisant les deux écarts entre les positions relatives, le long d'un axe vertical, des centres respectifs de ces trois symboles. L'invention, qui est utilisable à bord de n'importe quel aéronef, trouve sa pleine utilité pour les hélicoptères et autres giravions. En effet, cette fonction de suivi de vitesse associée à un suivi de trajectoire précis est indispensable pour pouvoir mener à bien des approches de précision dans des conditions de vol sans visibilité, en particulier avec des pentes d'approches élevées sur des aires de posé ponctuelles, pendant lesquelles le pilote doit effectuer des décélérations importantes tout en suivant précisément son axe de descente, en particulier au voisinage du sol. Le pilote peut indifféremment utiliser soit un Head Up Display ou viseur tête haute où la symbologie est vue sur fond du paysage extérieur, soit un écran dit tête basse où la symbologie est vue sur fond du paysage extérieur restitué grâce à une caméra ou tout autre senseur ou simulateur, soit cet écran tête basse où la symbologie est présentée seule sur un fond noir. D'autres aspects, caractéristiques, et avantages de l'invention apparaissent dans la description suivante, qui se réfère aux dessins annexés et qui illustre, sans aucun caractère limitatif, des modes préférés de réalisation de l'invention. La figure 1 est un schéma illustrant les principaux composants d'un dispositif selon l'invention, et les liaisons entre ces composants. La figure 2 illustre schématiquement la correspondance entre deux symboles affichés et les paramètres de vol correspondants. Les figures 3 à 5 illustrent trois configurations successives d'affichage comportant chacune les trois symboles énoncés ci avant ; la figure 3 correspond à une configuration initiale ; la figure 5 correspond à une configuration finale dans laquelle les trois symboles sont alignés/concentriques ; la figure 4 correspond à une configuration intermédiaire entre les deux précédentes. Les figures 6 à 8 illustrent également trois configurations successives d'affichage comportant chacune les trois symboles énoncés ci avant ; les figures 6 et 8 sont respectivement identiques aux figures 3 et 5 ; la figure 7 correspond à une configuration intermédiaire entre les deux précédentes, qui diffère de lia configuration intermédiaire illustrée figure 4. La figure 9 est un réseau de graphes illustrant la variation de la puissance consommée par un giravion en fonction de la vitesse horizontale, pour différentes valeurs de la vitesse verticale du giravion. La figure 1,0 est un schéma illustrant les principaux modules d'un système selon l'invention, les liaisons entre ces modules, et les opérations qu'ils exécutent conformément à l'invention. L'invention permet de suivre précisément une vitesse d'avancement programmée et évolutive, en particulier dans des phases où l'aéronef doit suivre précisément un axe (une trajectoire) de descente ou de montée. Dans cette situation, l'altitude, la vitesse verticale, et la vitesse horizontale du giravion évoluent et le pilote doit rapidement trouver une position d'équilibre pour rester sur la trajectoire (pente) de consigne.

L'intérêt de l'indicateur proposé est de traduire l'écart entre la vitesse actuelle et la vitesse de consigne en une indication d'écart de pente associée au vecteur vitesse, qui est alors liée à la dynamique de l'appareil et aux paramètres de pilotage. Cette indication attachée au vecteur vitesse montre ainsi à quelle position ce dernier se trouvera si le pilote rejoint la consigne de vitesse avec la puissance actuelle. Le pilote peut faire évoluer la vitesse pour annuler l'écart, i.e. la distance entre les centres respectifs du symbole d'aide au pilotage et celui du vecteur vitesse, et il peut ensuite adapter la puissance (par une commande de variation du pas collectif) pour amener sur la bonne pente l'indicateur d'écart de vitesse. Cette séquence de commande, qui correspond aux: illustrations des figures 3 à 5, permet de converger vers la pente et la vitesse requises. Cette séquence peut être inversée, ce qui correspond aux illustrations des figures 6 à 8.

Par référence à la figure 1 en particulier, l'invention proposée est utilisable sur tout dispositif de visualisation 12 projetant sur l'environnement extérieur 11 des symboles de pilotage ou de guidage 13, générés par un générateur de symboles 14 conformes avec cet environnement. Les positions des symboles sont déterminées en fonction de données provenant du système de positionnement de l'aéronef 15, avec les consignes de route et de vitesse à suivre fournies par le calculateur de navigation 16 et avec les données d'attitude de l'aéronef fournies par le système 17. Le dispositif 12 peut être un dispositif de visualisation tête haute permettant de voir l'environnement extérieur réel. Il peut être également constitué d'un dispositif affichant sur un écran tête basse, soit une vue réelle de l'environnement extérieur acquise par un capteur, soit une image virtuelle construite à l'aide de bases de données, soit aucune information de l'environnement extérieur. La présentation sur le dispositif 12 d'informations de trajectoire et de guidage (vecteur vitesse, symbole de piste, axe de piste et pente souhaités) conformes à la vision extérieure améliore considérablement la précision de l'approche. La stratégie du pilote 28 est de superposer ù en faisant sensiblement coïncider leurs centres respectifs ù ces indicateurs ou symboles, pour converger vers sa trajectoire ou vers son point de posé. Cette démarche est intuitive et efficace. Bien que la vitesse ne soit pas un paramètre géométrique, ses variations peuvent se traduire par une variation géométrique. Pour une puissance donnée, un hélicoptère adopte des pentes différentes suivant sa vitesse d'avancement. A puissance constante, un ralentissement de l'appareil se traduit par une tendance à monter, alors qu'une accélération se traduit par une tendance à descendre.

Ainsi, pour une puissance P actuelle donnée, pour une vitesse d'avancement (horizontale) VH et une vitesse horizontale de consigne VHC, le passage de VH à VHC se traduit par une variation de pente correspondant à un angle a dont la valeur est donnée par la formule : a=f1(VH-VHC), dans laquelle la fonction f1 dépend de la vitesse actuelle, de paramètres extérieurs et des performances de l'appareil (aéronef). Ainsi, dans l'exemple illustré figure 2, l'aéronef 18 est sur la trajectoire 20 à la pente de laquelle correspond sur l'afficheur 12 la position, le long d'un axe 23 vertical, du centre du symbole 22 représentatif du vecteur vitesse de l'aéronef. Si le pilote ralentit l'aéronef pour rejoindre la vitesse de consigne VHC, la pente de la trajectoire va monter (varier) de l'angle a ; à cet angle correspond sur l'afficheur 12, la distance 27 mesurée le long de l'axe 23 vertical, qui sépare les centres respectifs du symbole 22 et d'un symbole 21 d'écart de pente qui est dans cet exemple constitué par deux chevrons. Si le pilote agit sur les commandes de l'aéronef pour faire coïncider les deux symboles 21 et 22, comme illustré figure 4, sans faire varier la puissance délivrée au rotor principal, cela signifiera que, le vecteur vitesse correspondant à la pente 19, le giravion sera à la bonne vitesse.

Dans un hélicoptère, la commande de puissance est associée au manche collectif, et commande les variations d'altitude. La vitesse horizontale est commandée par le manche cyclique, mais la variation de vitesse ainsi commandée donne lieu à une variation d'altitude. La position du vecteur vitesse sur le dispositif de visualisation tête haute est directement liée aux variations de position de la commande de pas cyclique. Grâce à l'affichage de ces symboles, le pilote voit dans quel sens et avec quelle dynamique agir sur sa commande pour rejoindre la vitesse de consigne.

En partant d'une configuration illustrée figure 3 dans laquelle le symbole 22 est superposé à un symbole 24 de forme trapézoïdale correspondant à la direction d'un objectif tel qu'une piste d'atterrissage, le pilote peut d'abord agir sur la commande de pas cyclique pour amener le vecteur vitesse 22 sur l'indicateur de vitesse 21 (comme illustré figure 4) pour rejoindre sa vitesse de consigne ; le pilote peut ensuite agir sur la commande de pas collectif pour corriger la pente de la trajectoire (en adaptant sa puissance), jusqu'à obtenir la superposition des centres des trois symboles 21, 22 et 24, comme illustré figure 5.

En variante, en partant d'une configuration illustrée figure 6 (identique à celle de la figure 3), le pilote peut adapter sa puissance pour amener l'indicateur d'écart de pente 21 sur la pente de consigne correspondant à un objectif 24 à atteindre (figure 7), avant d'amener le vecteur vitesse 22 sur l'indicateur d'écart 21 pour annuler l'écart de pente (figure 8). Ces deux séquences peuvent être mixées/combinées. Ces indicateurs 21, 22, 24 peuvent être complétés par un dispositif indiquant si la vitesse est en cours d'évolution ou est au contraire stabilisée. Le pilote sait ainsi s'il est en train de poursuivre une consigne qui est en cours de modification ou s'il doit rejoindre une consigne stable. A cet effet, l'indicateur 21 peut clignoter pendant les changements de consigne de vitesse. Le positionnement correct de l'indicateur 21 le long de l'axe 23 nécessite le calcul de la variation de pente permettant de rejoindre la 25 vitesse de consigne. En vol stabilisé, la courbe de puissance consommée par l'hélicoptère a l'allure de l'une des courbes du réseau de courbes illustré figure 9. Chacune de ces courbes montre que la puissance consommée Wnec est importante en vol stationnaire (lorsque la vitesse VH est faible), décroît ensuite en translation à vitesse VH moyenne, puis augmente quand l'hélicoptère atteint des vitesses de croisière élevées (partie droite de ces courbes). Chaque courbe correspond à une vitesse verticale VZ particulière. La courbe Cl la plus haute du réseau correspond à une vitesse verticale positive ; la courbe C2 correspond à un vol en palier (VZ=O), et les courbes inférieures C3 et C4 correspondent à deux vitesses VZ négatives. Pour un point de vol donné, on peut à l'aide de ce graphe, en se déplaçant sur une ligne horizontale, en déduire les taux d'échange entre 10 vitesse horizontale et vitesse verticale à puissance constante. Ainsi, par exemple, une augmentation DVH de la vitesse courante VH peut augmente le taux de chute d'environ DVZ=3.5 m/s alors qu'une réduction de VH de la même amplitude DVH peut réduire le taux de chute de DVZ=2.5 m/s. 15 Ainsi, le réseau illustré figure 9 est une représentation de la fonction f2 définie par DVZ/DVH = f2 ( W, VH ) ; ce réseau de courbes (ou le modèle correspondant) permet, connaissant la puissance W courante, la vitesse VH horizontale courante, la consigne de vitesse horizontale VHC, et la vitesse verticale courante VZ, de calculer la variation DVZ de la 20 vitesse VZ en fonction de l'écart DVH entre la vitesse horizontale de consigne VHC et la vitesse VH, à puissance W constante. La variation DVZ calculée à partir de ce modèle permet de déterminer la variation a de pente correspondante, par la formule : == Arc tg (DVZ / DVH) 25 Pour la mise au point du modèle permettant de calculer le rapport DVZ/DVH, on peut utiliser une approche empirique et/ou une approche théorique.

Dans une approche empirique, le jeu de courbes iso-VZ (telles que celles représentées figure 9) peut être établi par dépouillement de mesures en vol ; la robustesse de l'algorithme peut être réduite si la configuration aérodynamique de l'hélicoptère change. La relation puissance/point-de-vol peut être établie par une procédure de calibration qui fige le modèle mais peut être refaite à tout instant. Cette relation peut être établie initialement puis corrigée en temps réel par un procédé d'enregistrement et d'identification continu. La détermination de la fonction f2 peut également être basée sur l'utilisation de modèles théoriques de calcul de la puissance absorbée, en fonction notamment des caractéristiques géométriques (diamètre et corde rotor, nombre de pales) du rotor d'avance et de sustentation de l'aéronef, et de la portance et de la traînée des pales. Quelle que soit l'approche choisie, on peut utiliser la mesure de la position de l'organe (manche) de commande du pas collectif plutôt que celle de la puissance, ces deux grandeurs liées ayant des évolutions comparables. Par ailleurs, la puissance est calculée û par un module 43 figure 10 - en fonction de données courantes relatives à la masse de l'aéronef, ainsi qu'à la pression statique et à la température ambiantes.

L'algorithme de calcul peut également utiliser les données relatives à la configuration aérodynamique de l'aéronef (Cx, emports), à des mesures de couple moteur, à la polaire de profil rotor. Par référence à la figure 10, le dispositif 30 selon l'invention comporte un module 42 de calcul d'une variation DVZ de vitesse verticale en fonction d'une variation DVH (i.e. la différence DVH=VHC-VH) de vitesse horizontale délivrée par un comparateur 41, et d'une donnée représentative de la puissance W. A cet effet, un module 43 estime la puissance courante absorbée W, à partir notamment des données ou signaux de mesure délivrés 30 respectivement par un capteur 46 de recopie de position de l'organe de commande du pas collectif, par un système ou capteur 44 de mesure de la masse courante du giravion, et par un capteur 45 de pression et de température ambiantes. Le comparateur 41 reçoit du calculateur 16 une donnée VHC de consigne devitesse horizontale, et reçoit d'un module 40 une donnée VH représentative de la vitesse courante ; le module 40 reçoit à cet effet des signaux d'un capteur de vitesse air et/ou une centrale inertielle (non représentés) ; ce module délivre également au module 42 une donnée représentative de la vitesse verticale courante VZ.

Un autre module 47 détermine la variation a de pente à partir de la donnée DVZ délivrée par le module 42 et de la vitesse VH ; cette variation î est délivrée au générateur 14 de symbole ; le générateur commande ainsi l'affichage du symbole 21, à une distance du symbole 22 qui correspond à cette variation.

Plusieurs variantes de réalisation du calcul de la position du symbole 21 peuvent être utilisées, notamment : - l'indicateur peut afficher l'écart de pente permettant de rejoindre la vitesse de consigne instantanée actuelle. Dans ce cas, le pilote suit une information qui varie en continu. Cela s'apparente à un directeur de vol. Le pilote ne sait pas avec quelle dynamique le changement est effectué et ne sait pas quand celui-ci va s'arrêter ; l'indicateur peut aussi afficher l'écart de pente permettant de rejoindre la vitesse de consigne à la fin du changement de vitesse en cours. Cette solution procure au pilote une anticipation importante qui lui permet de mieux maîtriser la gestion de sa vitesse. Le pilote choisit alors sa stratégie de décélération/ accélération ; -l'indicateur peut également afficher l'écart de pente permettant de rejoindre la vitesse de consigne instantanée prévue dans x secondes, sachant que x est le temps nécessaire, pour effectuer un changement de vitesse. Cette solution procure au pilote une anticipation importante qui lui permet de mieux maîtriser sa vitesse. Grâce à l'invention, le pilote ne cherche pas à rattraper une consigne de vitesse par itérations successives en annulant des écarts, tout en corrigeant son suivi de trajectoire vertical, puisqu'il dispose d'un pré affichage direct de la commande de pas cyclique à adopter pour rejoindre sa vitesse de consigne et également un pré affichage de la correction de pente à appliquer pour revenir sur sa trajectoire de consigne. Il peut ainsi sans itérations rejoindre en même temps sa pente et sa vitesse de consigne.

La charge de travail pour suivre manuellement une trajectoire et une vitesse s'en trouve grandement diminuée Le système d'affichage selon l'invention utilise une information géométrique liée à la trajectoire de l'aéronef, conforme avec les autres indicateurs présents clans un affichage tête haute.

Claims (13)

REVENDICATIONS

1. Procédé d'aide au pilotage d'un aéronef, caractérisé en ce que l'on détermine une variation (DVZ) de vitesse verticale de l'aéronef en fonction d'une variation (DVH) de vitesse horizontale de l'aéronef et d'une donnée représentative de la puissance (W) absorbée pour la sustentation et l'avance de l'aéronef, on calcule un rapport entre la variation (DVZ) de vitesse verticale et la vitesse horizontale (VH) de l'aéronef, et on présente sur un afficheur (12) un symbole (21) d'aide au pilotage dont la position (î) est fonction dudit rapport.

2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel la position du symbole (21) le long d'un axe vertical (23) de l'afficheur varie selon l'arc tangente dudit rapport.

3. Procédé selon la revendication 1 ou 2 dans lequel l'aéronef est un giravion comportant un rotor de sustentation et d'avance, et dans lequel on mesure (46) la position d'un organe de commande du pas collectif des pales du rotor, et on détermine ladite donnée représentative de la puissance en fonction du résultat de cette mesure.

4. Procédé selon la revendication 3 dans lequel on mesure (44, 45) la masse du giravion ainsi que la température et la pression ambiante, et on détermine ladite donnée représentative de la puissance en fonction du résultat de ces mesures.

5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel on présente au pilote (28) sur l'afficheur (12), outre ledit symbole 25 (21) d'aide au pilotage : - un symbole (29) représentatif d'un horizon, tel qu'une ligne,- un symbole (22) représentatif de la direction du vecteur vitesse de l'aéronef, tel qu'un cercle associé à deux segments alignés avec un diamètre du cercle, et - un symbole (24) représentatif d'un objectif de direction à suivre 5 par l'aéronef.

6. Procédé selon la revendication 5 dans lequel le symbole (24) représentatif d'un objectif de direction comporte un contour ou cadre entourant la direction courante d'une droite passant par la position courante de l'aéronef et par un point d'une trajectoire à suivre ou à 10 rejoindre par l'aéronef.

7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 dans lequel le symbole (21) d'aide au pilotage comporte deux signes symétriques par rapport à un axe vertical (23) passant par le centre du symbole (22) du vecteur vitesse. 15

8. Dispositif d'aide au pilotage d'un giravion, caractérisé en ce qu'il comporte un module (42) de détermination d'une variation de vitesse verticale qui est arrangé pour déterminer une variation (DVZ) de vitesse verticale en fonction d'une variation (DVH) de vitesse horizontale et d'une puissante (W) courante absorbée par le rotor principal du giravion, un 20 module (47) de détermination d'une position (a) d'un symbole (21) d'aide au pilotage qui est connecté au module (42) et arrangé pour déterminer la position (a) en fonction de la variation (DVZ) de vitesse verticale et de la vitesse horizontale (VH) du giravion, et un générateur (14) de symboles connecté au module (47) et arrangé pour commander l'affichage du 25 symbole (21).

9. Dispositif selon la revendication 8, qui comporte un module (43) de détermination de la puissance courante (W) en fonction de la position d'un organe de commande du pas collectif des pales du rotor, une sortie du module (43) étant connectée à une entrée du module (42).

10. Dispositif selon la revendication 9, qui comporte un module (44, 45) de mesure de la masse du giravion ainsi que de la température et la pression ambiante, une sortie du module (44, 45) étant connectée à une entrée du module (43) de détermination de la puissance (W).

11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 8 à 10 qui comporte un comparateur (41) recevant en entrée une donnée (VHC) représentative d'une consigne de vitesse horizontale ainsi qu'une donnée (VH) représentative d'une vitesse horizontale, et délivrant au module (42) une donnée représentative de la variation (DVH) de vitesse horizontale.

12. Programme comportant un code utilisable par un calculateur d'aide au pilotage d'un giravion, caractérisé en ce que le code permet de déterminer la position (a) d'un symbole (21) d'aide au pilotage en fonction de la vitesse horizontale (VH) du giravion, de la vitesse verticale (VZ) du giravion, de la puissance (W) absorbée pour la sustentation et l'avance du giravion, et d'une consigne (VHC) de vitesse horizontale.

13. Programme utilisable par un calculateur d'un giravion pour assister le pilote (28) du giravion, caractérisé en ce qu'il permet de commander l'affichage d'un symbole (21) selon un procédé conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 7.20