FR2900385A1 - Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un giravion au decollage. - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un procédé de pilotage d'un giravion comportant plusieurs moteurs d'entraînement d'au moins un rotor d'avance et de sustentation, dans lequel, tant que le giravion n'a pas atteint une vitesse de montée optimale (VAO), on détermine une commande (Utang) en tangage adaptée pour que le giravion accélère selon un profil (P1, P2, P3) qui varie en fonction du temps écoulé et en fonction de l'état (OEI/AEO) de fonctionnement des moteurs.

Description

Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un giravion au décollage. La

présente invention est relative à un procédé d'aide au pilotage d'un giravion au décollage et à un dispositif pour la mise en oeuvre de ce procédé.

Le domaine technique de l'invention est celui de la fabrication d'hélicoptères. Le pilotage d'un hélicoptère au voisinage du sol ou de son aire de décollage est délicat, en particulier si une panne de moteur survient pendant cette phase et si la masse embarquée est importante.

En effet, le pilote doit gérer la vitesse air de l'appareil, qui est faible et rapidement variable pendant le décollage, en même temps qu'il doit surveiller la vitesse de rotation du rotor principal ainsi que la trajectoire suivie. Il lui faut rapidement prendre de la vitesse pour atteindre au plus vite une vitesse air lui permettant d'entamer sa montée et d'échapper ainsi aux obstacles et au relief entourant l'aire de décollage. Un décollage s'effectue généralement de la façon suivante : -l'hélicoptère monte légèrement, à une faible hauteur à la verticale de son point de décollage, le pilote accélère ensuite jusqu'à ce que la vitesse de l'hélicoptère atteigne une valeur seuil VSD (vitesse de sécurité au décollage), - lorsque l'hélicoptère a atteint la vitesse VSD, il peut commencer à monter, cette vitesse VSD garantissant un taux de montée minimal de 100 pieds par minute en monomoteur et permettant à l'hélicoptère, même en cas de panne moteur, de franchir un' obstacle normalisé et de poursuivre sa montée. Il est à noter que la vitesse de sécurité au décollage dépend essentiellement de la masse de l'appareil et des conditions atmosphériques (pression et température).

Plusieurs constats motivent la recherche et la mise au point d'une aide au pilotage (voire un pilotage automatisé) dans la phase de décollage: - le pilotage est réellement délicat et sur un appareil bimoteur dont les performances monomoteur sont modestes, la panne d'un moteur pendant le décollage peut devenir critique ; - la configuration d'une plateforme de décollage n'est pas toujours compatible avec le respect des procédures optimales définies pour le décollage : par exemple, il peut être impossible de reculer sur la plateforme ; - seule une procédure basée exclusivement sur des manoeuvres vers le haut et vers l'avant peut être compatible avec tous les environnements ; - une procédure automatisée et intégrée dans un pilote automatique facilite l'obtention d'une certification, car la reproductibilité et la sécurité de la procédure sont alors garanties. Sauf indication contraire, au sens de la présente demande, le terme bimoteur signifie multimoteur et le terme monomoteur signifie multimoteur dont au moins un moteur est en panne . Certains pilotes automatiques comportent un mode permettant la capture et la tenue d'une consigne de hauteur radiosonde, ainsi que la capture et la tenue d'une vitesse verticale prédéfinie ; lors d'un décollage, après dépassement d'une hauteur de décision, le pilote automatique peut appliquer une commande de pas cyclique de l'ordre de -8 d'assiette à piquer par exemple, puis laisser la vitesse augmenter jusqu'à ce que l'information de vitesse air (IAS : Indicated Air Speed ) soit valide, c'est-à-dire voisine de 15 mètres par seconde (m/s) au moins ; l'engagement de ce mode permet alors d'accélèrer jusqu'à atteindre une vitesse optimale de montée VOM (fréquemment notée Vy), qui peut être voisine de 35 à 40 m/s, avec une accélération de l'ordre de 0.7 mètre par seconde par seconde (m/s2). Cette procédure présente des inconvénients : un tel niveau d'accélération peut être satisfaisant en fonctionnement bimoteur, mais se révèle insuffisant en fonctionnement monomoteur (après panne) ; - le pilotage de l'assiette de l'appareil ne permet pas d'exploiter pleinement les performances de l'hélicoptère au décollage qui sont directement liées à la puissance disponible, cette puissance variant selon que l'hélicoptère est en fonctionnement monomoteur ou bimoteur. Ainsi, l'utilisation de ce mode ne permet pas d'optimiser le vol en monomoteur. Par ailleurs, à la connaissance de l'inventeur, il n'existe pas de systèmes permettant de régler la valeur de VSD, ni de système gérant de façon optimale la puissance d'un hélicoptère bimoteur en vol monomoteur. Différents systèmes ont été proposés pour l'aide au pilotage d'un aéronef au décollage et/ou à l'atterrissage. Le brevet US 3407654 décrit un instrument de pilotage au décollage selon une première phase de tangage maximal suivie d'une seconde phase d'accélération maximale. Les brevets US 3916688 et FR 2174070 décrivent un appareil pour commander le vol d'un engin à décollage et atterrissage verticaux ou courts le long d'une trajectoire d'atterrissage radioguidé,' selon un programme de décélération constante ou variable. Les brevets US 3945590 ET FR 2298822 décrivent un système de commande de décollage serai automatique après une course de roulement, qui limite la commande d'amplitude ou de taux de tangage du pilote et permet d'atteindre l'attitude désirée de façon asymptotique. Les brevets US 3927306 et FR 2274971 sont relatifs à un appareil de commande de la trajectoire de vol d'un engin aérien, pour suivre une trajectoire rectiligne avec une accélération programmée le long de la trajectoire jusqu'à atteindre la vitesse désirée. Le brevet US 6527225 décrit un procédé d'automatisation du décollage d'un hélicoptère multimoteurs selon une trajectoire de décollage comportant un point de décision ; les commandes de vol sont commandées en fonction d'écarts entre la trajectoire et la position effective de l'hélicoptère donnée par un système de positionnement (GPS) ; lorsqu'une panne moteur est détectée avant que le point de décision ait été atteint, le pilote automatique commande le pas cyclique et le pas collectif pour provoquer l'atterrissage ; lorsqu'une telle panne est détectée après que le point de décision ait été franchi, le pilote automatique surveille la vitesse du rotor et ajuste le pas collectif pour faire suivre à l'hélicoptère une autre trajectoire de décollage. Un objectif de l'invention est de proposer un procédé et un dispositif de pilotage d'un giravion au voisinage du sol ou d'une aire de décollage, qui soient améliorés et/ou qui remédient, ,en partie au moins, aux lacunes et inconvénients des systèmes connus de pilotage. Selon un aspect de l'invention, il est proposé un procédé de pilotage d'un giravion comportant plusieurs moteurs d'entraînement d'au moins un rotor d'avance et de sustentation dans lequel, tant que le giravion n'a pas atteint une vitesse de montée optimale (VOM), on détermine une commande en tangage adaptée pour .que le giravion accélère selon un profil qui varie au cours du décollage d'une part en fonction du temps écoulé (par exemple depuis l'engagement du mode correspondant du pilote automatique), et d'autre part en fonction de l'état de fonctionnement des moteurs.

En d'autres termes et selon un autre aspect de l'invention, pendant un décollage et notamment après qu'un point critique ou une hauteur critique ait été franchi(e), tant qu'aucun moteur n'est en panne, après engagement du mode correspondant de pilotage automatique par le pilote du giravion, on élabore un ordre de commande de tangage de façon à ce que l'accélération du giravion suive un premier profil ou courbe comportant au moins une première valeur d'accélération et une seconde valeur d'accélération distincte de la première valeur d'accélération, et lorsqu'une panne moteur survient, on élabore l'ordre de commande en tangage de façon à ce que l'accélération du giravion suive un second profil distinct du premier profil et comportant au moins une troisième valeur d'accélération et une quatrième valeur d'accélération distincte de la troisième valeur d'accélération. Selon un mode préféré de réalisation, tant qu'aucun moteur n'est en panne, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite première valeur d'accélération (AI) tant qu'une vitesse de sécurité au décollage (VSD) n'est pas atteinte, puis, lorsque cette vitesse est atteinte, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite seconde valeur d'accélération (A2) tant qu'une vitesse optimale de montée (VOM) n'est pas atteinte, ladite seconde valeur d'accélération étant inférieure à ladite première valeur d'accélération. Selon un mode encore préféré de réalisation, lorsqu'une panne de moteur est détectée, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite troisième valeur d'accélération (A3) tant que la vitesse de sécurité au décollage (VSD) n'est pas atteinte, puis, après rejointe d'une hauteur minimale de sécurité en maintenant cette vitesse sensiblement constante et sur commande d'accélération par le pilote, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite quatrième valeur d'accélération (A4) tant que la vitesse optimale de montée (VOM) n'est pas atteinte, ladite quatrième valeur d'accélération étant inférieure à ladite troisième valeur d'accélération. Selon un mode préféré de réalisation, ladite troisième valeur d'accélération est supérieure à ladite première valeur d'accélération ; en particulier, lesdites première et seconde valeurs d'accélération sont inférieures à ladite troisième valeur d'accélération et sont supérieures à ladite quatrième valeur d'accélération. Selon un mode de réalisation, on élabore la commande (Ucoll) de pas collectif par une loi à objectif vertical limitée par un écrêtage déterminé par une loi à objectif de maintien d'une puissance maximale autorisée quand les moteurs fonctionnent nominalement, ou de maintien d'un régime (Nt) minimal de rotation du rotor d'avance et de sustentation après panne d'un moteur.

Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un dispositif (embarqué) de pilotage d'un giravion multimoteur qui comporte - une unité de détection de panne d'un moteur qui délivre un signal de détection de panne moteur ; - une unité de mesure ou d'estimation de l'accélération effective du giravion qui délivre un signal d'accélération ; cette unité estime de préférence aussi la vitesse air dès qu'une mesure en est disponible ; - une unité déterminant des données (A1-A4) de profil d'accélération et une unité déterminant des données de vitesse de consigne à atteindre (IASref) ; et - un module de calcul d'un ordre en tangage, qui est connecté à l'unité de détection de panne moteur, à l'unité de mesure ou d'estimation de l'accélération, ainsi qu'aux unités de détermination de données pour en recevoir lesdits signaux et données, le module de calcul étant réalisé pour élaborer un ordre de tangage qui varie en fonction du signal de détection de panne moteur et en fonction du signal d'accélération pour faire évoluer le signal d'accélération tant que la vitesse de consigne n'a pas été atteinte, selon au moins un profil d'accélération déterminé par certaines au moins desdites données de profil d'accélération. Selon un mode préféré de réalisation, le module de calcul comporte un processeur et un programme ou code fixé sur un support tel qu'une mémoire et comportant au moins une séquence d'instructions utilisables (lisibles et/ou exécutables) par le processeur afin de piloter le giravion, le code et/ou les instructions déterminant un ordre de commande en tangage prévu pour provoquer une accélération du giravion qui varie en fonction du temps et en fonction d'au moins une donnée représentative de l'état d'un moteur du giravion. Ce module de calcul peut être incorporé à un calculateur du pilote automatique du giravion. Selon d'autres modes préférés de réalisation du dispositif selon l'invention : -le module de calcul comporte en outre un module de commande de pas collectif (Ucoll) déterminant une trajectoire de consigne verticale, soit de hauteur Zcom, soit de vitesse verticale Vzcom, et élaborant la commande à partir d'écarts entre cette consigne et l'état courant du giravion délivré par un module de mesure altimétrique ; - le dispositif comporte deux modules d'élaboration d'une commande de pas collectif (Ucoll) selon deux lois distinctes et un organe d'écrêtage limitant la commande issue du module par celle issue d'un autre module; - le dispositif comporte en outre une interface permettant au pilote d'introduire une donnée d'ajustement de la vitesse VSD et/ou de la vitesse Vy/VOM.

Ainsi, selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un programme de pilotage d'un giravion multimoteur dont les instructions permettent de réaliser les opérations d'un procédé selon l'invention. Conformément à un aspect de l'invention, l'accélération est un paramètre direct de pilotage alors que dans les procédures classiques elle n'est que la conséquence d'un pilotage en assiette. Le contrôle direct de l'accélération permet d'exploiter au mieux les performances de l'appareil au décollage ainsi que ses performances monomoteur en cas de panne. L'invention permet en outre de prendre en compte automatiquement (sans intervention du pilote) - et immédiatement - une valeur VSD qui peut être prédéterminée avant le vol en fonction de la configuration de décollage de l'appareil. Cette valeur prédéterminée peut être optimisée en fonction de la configuration de décollage. En particulier, dans le cas d'un décollage depuis un terrain dégagé, on peut augmenter la valeur de VSD si le terrain est assez long. L'intérêt d'un tel ajustement est d'aller chercher une vitesse garantissant un meilleur taux de montée sur panne moteur. La procédure est optimisée pour couvrir automatiquement et immédiatement le fonctionnement sur un seul moteur après survenue d'une panne moteur (OEI : One Engine Inoperative ) . Les valeurs (l'accélération (Al à A4) optimales peuvent être déterminées par des essais en vol ou de manière théorique, en prenant en compte des contraintes liées au confort des passagers. La quatrième valeur A4 peut être ajustée automatiquement en fonction de la marge de puissance ,disponible, par exemple à une valeur située dans une plage allant de environ 0,25 m/s' à environ 0,7 m/s2. L'invention permet d'optimiser notamment les missions comportant un décollage à partir d'une plateforme offshore, les missions d'évacuation médicale, de traversée de fjord, d'hélitreuillage, et diverses opérations militaires. 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. Sauf indication - explicite ou implicite -contraire, les termes signal et donnée sont considérés comme équivalents au sens de la présente demande.

Les figures 1 à 3 sont des graphes illustrant trois profils de variation de l'accélération à acquérir et à maintenir clans un procédé de pilotage d'un giravion bimoteur selon l'invention ; la figure 1 représente un profil d'accélération du giravion dont les deux moteurs fonctionnent ; la figure 2 correspond à un profil d'accélération du même giravion dont seul un moteur fonctionne ; et la figure 3 est un profil d'accélération du même giravion dont un moteur tombe en panne au cours d'un décollage. Sur les figures 1 à 3, l'axe des abscisses représente le temps et l'axe des ordonnées représente l'accélération du giravion sur sa trajectoire. La figure 4 est un schéma illustrant les principaux modules d'un dispositif connecté et en partie intégré à un pilote automatique (PA), selon l'invention, ainsi que des liaisons entre le PA et des détecteurs et actionneurs respectivement utilisés et commandés selon un procédé et/ou programme conforme à l'invention. La figure 5 est un schéma comparable à celui de la figure 4, qui illustre des modules supplémentaires du pilote automatique assurant la commande du pas collectif. L'invention repose sur le suivi, lors d'un décollage, d'un profil optimal d'accélération, pour chaque hélicoptère, depuis le point de décollage jusqu'à ce que la vitesse de montée optimale ait été atteinte.

Un tel profil peut être établi pour le fonctionnement bimoteur (nominal) et pour le fonctionnement monomoteur résultant d'une panne moteur. Ces profils tiennent compte de la capacité d'accélération de l'appareil, de la distance ou de la hauteur disponible pour le décollage et du confort des passagers, sachant que ce dernier peut être dégradé en cas d'urgence (panne moteur). Pour une plateforme dégagée, le paramètre dimensionnant est la longueur disponible pour le décollage. Pour une plateforme ponctuelle, c'est la hauteur de celle-ci par rapport à son environnement. La valeur de la vitesse de sécurité (VSD) peut être ajustée en fonction de ce paramètre, sachant qu'une augmentation de la masse a pour effet d'augmenter la valeur de VSD. Par référence à la figure 1, le profil d'accélération P1 comporte deux paliers successifs Pall et Pa12 correspondant respectivement à deux valeurs Al et A2 d'accélération du giravion sur sa trajectoire. Dans une procédure selon l'invention, lorsque les deux moteurs du giravion fonctionnent, le pilote automatique (PA) élabore un ordre de commande en tangage conçu pour que l'accélération effective du giravion suive ce profil P1 (figure 1), selon la séquence suivante : - à partir d'une accélération sensiblement nulle, acquisition ACQ1 de la valeur Al d'accélération, ce qui correspond au front montant Fm1 du profil P1 ; - maintien MAIN1 de l'accélération Al pendant une durée suffisante pour que la vitesse du giravion sur sa trajectoire avoisine la vitesse VSD ; - acquisition ACQ2 de la valeur A2 d'accélération, ce qui correspond au premier front descendant Fd1 du profil P1, et permet d'atteindre la vitesse VSD au bout d'une durée TI ; - maintien MAIN2 de l'accélération A2 pendant une durée suffisante pour atteindre la vitesse Vy (Vy=VOM); et - acquisition d'une accélération sensiblement nulle (second front descendant Fd2) au bout d'une durée T2.

Vy est une estimation de la vitesse optimale de montée. Cette vitesse diffère peu d'un appareil à l'autre ; elle dépend en général d'un indicateur de densité qui est un rapport normalisé de la pression statique sur la température statique. VSD est un paramètre déterminé par essais en vol et extrapolation des résultats d'essais. Des tables permettant de l'estimer avant le décollage sont généralement données dans le manuel de vol d'un hélicoptère. Cette vitesse dépend généralement de la masse embarquée ainsi que de la hauteur de la plate-forme sur laquelle décolle l'appareil. Sur certains appareils, le pilote doit noter ou mémoriser cette valeur ; sur d'autres appareils, une valeur minimale de VSD garantissant un taux de montée prédéterminé (par exemple 100 pieds par minute) en monomoteur est calculée (en faisant l'hypothèse d'un décollage au ras du sol, par exemple) et présentée à l'équipage. Sur d'autres hélicoptères, le pilote peut afficher la VSD qu'il a estimé, si elle est moins conservatrice que la VSD minimale évaluée par un calculateur de l'appareil, par exemple en ajustant la consigne d'IAS à rejoindre, ou bien en ajustant directement la valeur de VSD affichée. Plus la masse de l'appareil est élevée, plus la VSD sera haute. Dans le cas de décollage sur une piste longue, on pourra préférer accélérer jusqu'à une vitesse garantissant un taux de montée supérieur à 100 pied/minute par exemple. La possibilité d'ajustement de VSD est, dans ces cas notamment, particulièrement intéressante. Lorsqu'un seul moteur fonctionne, le PA commande le(s) actionneur(s) de commande de vol (en tangage) pour que l'accélération suive le profil P2 illustré figure 2 ; la séquence est similaire à celle décrite ci-avant en relation avec la figure 1. Le profil P2 diffère du profil P1 en deux aspects : - d'une part par les valeurs A3 et A4 d'accélération correspondant aux deux paliers du profil P2 : l'accélération A3 est supérieure à l'accélération Al de P1, tandis que l'accélération A4 est inférieure à l'accélération A2 du profil PI ; corrélativement, les durées T3 et T4 au bout desquelles les vitesses VSD et Vy sont respectivement atteintes en suivant le profil P2, sont également différentes des durées Ti et T2 ; et - d'autre part par le fait qu'un palier Pa13 à accélération sensiblement nulle est réalisé lorsque VSD est atteinte ; la durée de ce palier est variable : l'accélération nulle est maintenue tant que le pilote ne commande pas une nouvelle accélération ; lorsque cette commande est donnée, l'acquisition puis le maintien de l'accélération A4 sont alors effectués automatiquement. La figure 3 illustre le profil P3 et la séquence particulière suivie lorsqu'un décollage est initié avec deux moteurs en fonctionnement, et lorsqu'un signal OEI de détection d'une panne moteur est reçue par le PA alors que l'accélération de l'hélicoptère est celle (AI) du palier PalI du profil P1 (figure 1) ; le profil P3 correspond ainsi à la séquence suivante : - acquisition AC:QI de l'accélération Al à partir d'une accélération sensiblement nulle ; - maintien MAIN1 de l'accélération Al (du profil PI) jusqu'à l'apparition d'un signal OEI de panne d'un des deux moteurs qui 25 provoque: ^ l'acquisition ACQ2 de l'accélération A3 (du profil P2), puis son maintien MAIN2 jusqu'à atteindre une vitesse peu inférieure à VSD ; ^ la décélération Dec progressive pour atteindre la vitesse VSD avec une accélération sensiblement nulle ; ^ la montée Pa13 à accélération nulle jusqu'à une hauteur minimale de sécurité déterminée par le pilote puis, sur ordre du pilote : • l'acquisition ACQ3 puis maintien MAIN3 de l'accélération A4 (du profil P2) de manière à réduire la marge de puissance à une valeur minimale acceptable, jusqu'à atteindre la vitesse Vy ; puis • l'acquisition ACQ4 d'une accélération nulle. On peut noter que les aires SI, S3 et S5 des surfaces délimitées d'une part par les premières parties respectives des profils P1, P2 et P3 situées entre l'origine (0) et les durées T1, T3 et T5, et d'autre part par l'axe des abscisses, sont égales à la valeur VSD ; de la même façon, les aires S2, S4 et S6 des surfaces délimitées d'une part par les secondes parties respectives des profils P1, P2 et P3 et d'autre part par l'axe des abscisses, sont égales à la différence entre les vitesses Vy et VSD. La valeur de VSD peut être ajustée (avant le décollage) par le pilote audelà ou en deçà d'une valeur de référence calculée par le PA en fonction des conditions atmosphériques locales et de la charge, afin d'optimiser encore la procédure selon l'invention.

Les valeurs Al à A4 peuvent par exemple être situées dans une plage allant de 0,2 m/s2 environ à 4 m/s2 environ. Par référence à la figure 4, le dispositif 30 de pilotage comporte un calculateur 10 recevant des signaux/données de capteurs, de mémoires, et/ou de détecteurs, et délivrant un ordre de commande en tangage ùou correction de tangage- Utang à un actionneur 11. Le calculateur 10 reçoit des signaux ou données délivrés par : - une interface 24 permettant au pilote d'introduire une donnée d'ajustement de la vitesse VSD et/ou de la vitesse Vy/VOM ; - un module 18 qui peut être connecté et/ou faire partie d'une unité de mesure altimétrique, et qui délivre des données relatives à l'altitude, à la vitesse verticale, et/ou à l'accélération verticale courante du giravion; - un module 20 d'estimation déterminant, à partir de mesures de la vitesse air (IAS) courante du giravion et de mesures inertielles, la vitesse courante et l'accélération effective du giravion sur sa trajectoire; - un module 21 qui peut être connecté et/ou faire partie d'ue centrale d'attitude et de cap ou d'une centrale inertielle, et qui délivre des données courantes relatives au roulis, au tangage et au lacet du giravion.

Le calculateur délivre un signal Utang de commande à un actionneur 11 de commande de pas cyclique ; à cet effet, le calculateur 10 comporte : - un module ou capteur 12 délivrant une donnée (AEO) indicative du bon fonctionnement de tous les moteurs ou au contraire une donnée (OEI) indicative d'une panne d'un des moteurs ; - un module 13 de détermination d'une référence de vitesse air (IASref), qui est connecté à l'interface 24 pour recevoir la (les) donnée(s) d'ajustement de VSD/Vy; - un module 14 de sélection de gain qui est connecté au module 12 pour recevoir la donnée OEI/AEO, et qui délivre en sortie, en fonction de cette donnée et de la marge de puissance, les valeurs d'accélération (Al à A4) du profil à suivre; - un module 15 de gestion de la trajectoire de décollage dans l'axe longitudinal; - un module 16 d'élaboration d'une commande (correction de tangage Utang) délivrée au module 11. Le module 15 de gestion de la trajectoire reçoit du module 13 une référence de vitesse air à rejoindre, et reçoit l'état courant (vitesse air et accélération longitudinale) de l'appareil délivré par le module 18.

Le module 15 reçoit également en entrée un signal de synchronisation (un état binaire demandant la synchronisation de la trajectoire sur l'état courant au premier cycle de calcul ainsi que lors des actions de pilotage manuel).

Le module 15 délivre en sortie des consignes d'altitude Zcom, de vitesse verticale Vzcom et d'accélération verticale Fzcorn. Ces consignes sont calculées à partir d'une valeur initiale, en général déterminée par l'état courant, afin de rejoindre selon une dynamique conforme aux évolutions acceptables de l'appareil, la référence de vitesse air à rejoindre, selon une dérivée nulle et une dérivée seconde nulle; ces calculs utilisent ainsi les valeurs Al à A4 du profil (P1, P2 ou P3) selon l'état des moteurs reflété par la sortie du module 12. Le module 16 de commande reçoit en entrée les consignes déterminées par le module 15 de gestion de trajectoire, en accélération et vitesse air, ainsi que l'état courant de l'appareil. Le module 16 délivre en sortie un (ou plusieurs) ordre(s) de pilotage, en particulier des signaux ou données de demande de variation d'assiette de tangage ; ces ordres sont calculés à partir d'écarts pondérés entre les consignes et les états courants. Ce calcul peut comporter des traitements linéaires (par exemple filtrages linéaires) ou non linéaires (par exemple écrêtages), en vue de prédire l'ordre le mieux adapté permettant d'amener les états courants à rejoindre leur consigne, selon une dynamique acceptable pour l'appareil (mouvements convenablement amortis, confortables pour les passagers).

Lors de la détection d'une panne moteur (passage du mode AEO au mode OEI), on utilise VSD comme vitesse de' consigne de pilotage au lieu de Vy (l'appareil doit au plus vite atteindre VSD pour poursuivre en sécurité), et on utilise des gains (valeurs Al à A4) différents dans le calcul de la trajectoire, pour produire une commande Utang adaptée à la panne moteur.

Dans certaines conditions de vol, en particulier dans le cas d'une forte assiette et de fortes variations de vitesse, l'accélération (la puissance) peut s'avérer difficile à piloter. Un pilote automatique PA de type 4 axes (commandant les variations du pas collectif du rotor principal de l'hélicoptère) peut alors être utilisé pour automatiser une baisse du pas collectif jusqu'à une valeur permettant de maintenir la vitesse Nr de rotation de ce rotor supérieure ou égale à une valeur donnant la meilleure performance du rotor, lors d'une perte de puissance due à une panne d'unmoteur de propulsion du giravion.

Dans ce cas, le dispositif selon l'invention comporte des moyens (qui sont en partie intégrés au pilote automatique) permettant de commander le pas collectif en plus du tangage, qui sont schématiquement illustrés figure 5. En fonctionnement nominal (bimoteur), la commande Ucoll du pas collectif délivrée à l'actionneur 23 par le PA 10 est déterminée par une loi de pilotage à objectif vertical, avec les paramètres de consigne affichés par le pilote ; cette loi est implémentée dans un module 19 du calculateur 10, qui reçoit les signaux délivrés par deux modules 17, 18 auxquels il est connecté : le module 17 délivre une consigne de vitesse verticale ou de hauteur à acquérir, et le module 18 délivre les états courants d'altitude ù ou hauteur -, de vitesse verticale et d'accélération verticale. Comme schématiquement illustré figure 5, la seconde loi est programmée dans un module 22 recevant les données de l'IPL 25 ; la commande issue du module 19 est écrêtée (par le haut) à la valeur issue du module 22 ; cet écrêtage est réalisé par un module 26 qui fournit en sortie la commande Ucoll de l'actionneur 23. Si une panne moteur est détectée, la limitation calculée par le module 22 diminue de manière à respecter la vitesse Nr minimum, grâce à l'exploitation des informations fournies par un instrument de première limitation ( IPL ) repéré 25 figure 5.

L'IPL doit prendre en compte le paramètre Nr et respecter le Nr minimum, outre les paramètres pris en considération par les IPLs usuels qui calculent le premier paramètre limitant parmi le régime (Ng) du générateur de gaz du moteur, le couple moteur et la température d'entrée turbine.

Claims (18)

REVENDICATIONS

1. Procédé de pilotage d'un giravion comportant plusieurs moteurs d'entraînement d'au moins un rotor d'avance et de sustentation, caractérisé en ce que, tant que le giravion n'a pas atteint une vitesse de montée optimale (VOM), on détermine une commande (Utang) en tangage adaptée pour que le giravion accélère selon un profil (P1, P2, P3) qui varie en fonction du temps écoulé et en fonction de l'état (OEI/AEO) de fonctionnement des moteurs.

2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel, après engagement du mode correspondant de pilotage automatique par le pilote du giravion, pendant un décollage, tant qu'aucun moteur n'est en panne, on élabore un ordre de commande de tangage de façon à ce que l'accélération du giravion suive un premier profil ou courbe (P1) comportant au moins une première valeur d'accélération (Al) et une seconde valeur d'accélération (A2) distincte de la première valeur d'accélération, et lorsqu'une panne moteur survient, on élabore l'ordre de commande en tangage de façon à ce que l'accélération du giravion suive un second profil (P2) distinct du premier profil et comportant au moins une troisième valeur d'accélération (A3) suivie d'une quatrième valeur d'accélération (A4) distincte de la troisième valeur d'accélération, dont l'activation est initiée par le pilote, après acquisition d'une hauteur minimale de sécurité par rapport à des obstacles.

3. Procédé selon la revendication 2 dans lequel on élabore l'ordre de commande en tangage pour suivre les profils (P1, P2) après qu'une hauteur critique ait été franchie.

4. Procédé selon la revendication 2 ou 3 dans lequel, tant qu'aucun moteur n'est en panne, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite première valeur d'accélération tant qu'une vitesse de sécurité audécollage (VSD) n'est pas atteinte, puis, lorsque cette vitesse est atteinte, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite seconde valeur d'accélération tant qu'une vitesse optimale de montée (VOM) n'est pas atteinte, ladite seconde valeur d'accélération étant inférieure à ladite première valeur d'accélération.

5. Procédé selon la revendication 2, 3 ou 4 dans lequel, lorsqu'une panne de moteur est détectée, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite troisième valeur d'accélération tant que la vitesse de sécurité au décollage (VSD) n'est pas atteinte, puis, lorsque cette vitesse est atteinte, on détermine l'ordre en tangage de façon à maintenir cette vitesse constante jusqu'à réception d'un ordre d'accélération du pilote et on détermine alors l'ordre en tangage de façon à maintenir l'accélération du giravion sensiblement constante et égale à ladite quatrième valeur d'accélération tant que la vitesse optimale de montée (VOM) n'est pas atteinte, ladite quatrième valeur d'accélération étant inférieure à ladite troisième valeur d'accélération.

6. Procédé selon la revendication 5 dans lequel ladite quatrième valeur d'accélération est automatiquement ajustée en fonction de la puissance disponible.

7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 6 dans lequel ladite troisième valeur d'accélération est supérieure à ladite première valeur d'accélération.

8. Procédé selon la revendication 7 dans lequel lesdites première et seconde valeurs d'accélération sont inférieures à ladite troisième valeur d'accélération et sont supérieures à ladite quatrième valeur d'accélération.

9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 8 dans lequel les valeurs (A1-A4) d'accélération sont situées dans une plage s'étendant d'environ 0,2 m/s2 à environ 4 m/s2.

10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 9 dans lequel on détermine en outre une commande (Ucoll) de pas collectif qui varie en fonction de l'état (OEI/AEO) de fonctionnement des moteurs.

11. Procédé selon la revendication 10 dans lequel on élabore la commande (Ucoll) (le pas collectif par une loi (19) à objectif vertical limitée par un écrêtage déterminé par une loi (22) à objectif de maintien d'une puissance maximale autorisée quand les moteurs fonctionnent nominalement, ou de maintien d'un régime (Nt) minimal de rotation du rotor d'avance et de sustentation après panne d'un moteur.

12. Dispositif (30) embarqué de pilotage d'un giravion multimoteur au voisinage du sol ou d'une aire de décollage, qui comporte : - un module (12) de détection de panne d'un moteur qui délivre un signal (OEI/AEO) de détection de panne moteur ; - un module (20) d'estimation de l'accélération effective du giravion qui délivre un signal d'accélération ; - un module (14) déterminant des données (A1-A4) de profil d'accélération et un module (13) déterminant des données de vitesse de consigne à atteindre (IASref); - un module (15) de gestion de la trajectoire ; et - un module (16) de calcul d'un ordre (Utang) en tangage, qui est connecté aux modules (12 à 15, 20) pour en recevoir lesdits signaux et données, le module de calcul étant réalisé pour élaborer un ordre de tangage qui varie en fonction du signal de détection de panne moteur et en fonction du signal d'accélération pour faire évoluer le signal d'accélération tant que la vitesse de consigne n'a pas été atteinte, selon au moins un profil (P1, P2, P3) d'accélération déterminé par certaines au moins desdites données de profil d'accélération.

13. Dispositif selon la revendication 12 dans lequel le module de calcul comporte un processeur et un programme ou code fixé sur un support tel qu'une mémoire et comportant au moins une séquence d'instructions utilisables (lisibles et/ou exécutables) par le processeur afin de piloter le giravion, le code et/ou les instructions déterminant un ordre de commande en tangage prévu pour provoquer une accélération du giravion qui varie en fonction du temps et en fonction d'au moins une donnée représentative de l'état d'un moteur du giravion.

14. Dispositif selon la revendication 12 ou 13 dans lequel le module de calcul comporte en outre un module (19) de commande de pas collectif (Ucoll) déterminant une trajectoire de consigne verticale, soit de hauteur Zcom, soit de vitesse verticale Vzcom, et élaborant la commande à partir d'écarts entre cette consigne et l'état courant du giravion délivré par un module (18) de mesure altimétrique.

15. Dispositif selon la revendication 14 qui comporte deux modules (19, 22) d'élaboration d'une commande de pas collectif (Ucoll) selon deux lois distinctes et un organe (26) d'écrêtage limitant la commande issue du module (19) par celle issue d'un autre module (22).

16. Dispositif selon l'une quelconque des revendication 12 à 15 qui comporte en outre une interface (24) permettant au pilote d'introduire une donnée d'ajustement de la vitesse VSD et/ou de la vitesse Vy/VOM.

17. Programme comportant un code utilisable par un calculateur d'un giravion multimoteur pour piloter le giravion, caractérisé en ce que le code permet de déterminer un ordre (Utang) de commande en tangage pour provoquer une accélération du giravion qui varie au cours du temps et en fonction d'une donnée (OEI/AEO) d'état d'un moteur du giravion.

18. Programme utilisable par un calculateur d'un giravion multimoteur pour piloter le giravion, caractérisé en ce qu'il permet de piloter le giravion selon un procédé conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 11.