FR2909462A1 - Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. - Google Patents
Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2909462A1 FR2909462A1 FR0610594A FR0610594A FR2909462A1 FR 2909462 A1 FR2909462 A1 FR 2909462A1 FR 0610594 A FR0610594 A FR 0610594A FR 0610594 A FR0610594 A FR 0610594A FR 2909462 A1 FR2909462 A1 FR 2909462A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- pitch
- aircraft
- limit value
- effective
- coefficient
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 title claims abstract description 40
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 title claims abstract description 22
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 21
- 101100163433 Drosophila melanogaster armi gene Proteins 0.000 claims description 13
- 238000013528 artificial neural network Methods 0.000 claims description 11
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 5
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 4
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 claims description 4
- LKJPSUCKSLORMF-UHFFFAOYSA-N Monolinuron Chemical compound CON(C)C(=O)NC1=CC=C(Cl)C=C1 LKJPSUCKSLORMF-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 claims description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 8
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 3
- 210000003323 beak Anatomy 0.000 description 2
- 230000003252 repetitive effect Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013473 artificial intelligence Methods 0.000 description 1
- 210000004556 brain Anatomy 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000003278 mimic effect Effects 0.000 description 1
- 239000002356 single layer Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0615—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind
- G05D1/0623—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind by acting on the pitch
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Le dispositif (1) comporte des moyens (4) pour calculer un ordre d'accélération en tangage dépendant d'un objectif de tangage et des moyens (5) pour calculer, à partir de cet ordre d'accélération en tangage, un ordre de braquage de gouvernes de profondeur (7) de l'avion.
Description
1 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour réaliser
un contrôle actif du tangage d'un avion. On sait que la dynamique en tangage d'un avion est sensible à des perturbations extérieures (vent, effet de sol, ...) et à ses caractéristiques propres (masse, centrage, configuration aérodynamique, délestage des trains d'atterrissage, basculement des bogies, ...). La charge de travail du pilote est ainsi accrue pour obtenir un pilotage précis, ce qui peut conduire de manière ultime à des utilisations marginales de l'avion (risque de toucher de queue au décollage et à l'atterrissage, risque d'atterrissage dur).
La disponibilité opérationnelle de l'avion peut s'en trouver affectée (action de maintenance nécessaire si le fuselage ou les trains d'atterrissage sont impactés). La présente invention concerne un procédé de contrôle actif du tangage d'un avion, qui permet de remédier aux inconvénients précités.
A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que : a) on engendre un objectif de tangage qui est exprimé sous forme d'un taux de tangage et qui doit être appliqué à l'avion ; b) on calcule, à partir dudit objectif de tangage, un ordre d'accélération en tangage Q1 ; c) on calcule un ordre de braquage Sq, à l'aide des expressions suivantes : -Sq = (Q1ù F + ARM I) / G F = p.V2.S..e.Cm / 2.I G = p.V2.S.. e (aCm / aSq) / 2.I LRMI = K.(ùQeff + j(F + G.Sgeff ù ARMI).dt) 2909462 2 dans lesquelles : Q1 représente ledit ordre d'accélération en tangage ; p est la masse volumique de l'air ; V est la vitesse de l'avion ; 5 S est une surface de référence de l'avion ; .e est une longueur de référence de l'avion ; Cm représente un coefficient de tangage ; I représente une inertie de tangage ; aCm/a6q représente un coefficient d'efficacité ; 10 K est un coefficient prédéterminé ; Qeff représente un taux de tangage effectif de l'avion ; j illustre une fonction d'intégration ; et û Sgeff est un angle de braquage effectif de gouvernes de profondeur de l'avion ; et 15 d) on applique ledit ordre de braquage Sq aux gouvernes de profondeur de l'avion. Le contrôle par objectif du tangage d'un avion, mis en oeuvre par le procédé conforme à l'invention, permet au pilote de contrôler de manière robuste et répétitive la dynamique en tangage de l'avion lors des 20 phases d'atterrissage et de décollage. En ce qui concerne le pilote, on rend l'avion insensible aux variations de masse, de centrage et de configuration aérodynamique de décollage choisie, à la poussée de décollage choisie, et à une panne moteur, tout en proposant une protection active et dure contre un toucher de queue ou contre un toucher trop dur à l'atter- rissage, comme précisé ci-dessous. Appliqué à une phase de croisière, ledit procédé permet,, de plus, de gérer, automatiquement et insensiblement pour le pilote, l'ensemble des transitoires affectant le tangage de l'avion (entrée/sortie des trains 2909462 3 d'atterrissage, entrée/sortie des aérofreins, entrée/sortie des becs et des volets, variation de la poussée, etc ...). Le procédé de contrôle actif du tangage conforme à l'invention peut être appliqué lors de différentes situations de l'avion, et notamment : 5 lors d'une course de l'avion en vue d'un décollage ; lors d'une rotation pendant un décollage ; lors d'un arrondi pendant un atterrissage ; lors d'une course suite à un atterrissage. De plus, ce procédé peut être appliqué aussi bien à un mode de 10 pilotage manuel qu'à un mode de pilotage automatique (à l'aide d'un moyen de commande automatique) de l'avion. Avantageusement, à l'étape a), ledit objectif de tangage est engendré par un moyen de commande automatique de l'avion et/ou par un système de manche (comportant un manche de commande de tangage qui 15 est susceptible d'être actionné par un pilote de l'avion). En outre, de façon avantageuse : ù on mesure la valeur effective Qeff dudit taux de tangage ; et ù à l'étape b), on calcule ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à l'aide de l'expression suivante : 20 Q1 =2.z.w.(QO-Qeff) dans laquelle : QO représente ledit objectif de tangage ; z représente un paramètre d'amortissement réglable ; et w représente une pulsation réglable.
25 Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, on détermine le-dit coefficient de tangage Cm et/ou ledit coefficient d'efficacité aCm/a8q à l'aide d'un réseau neuronal. On sait qu'un réseau neuronal précisé ci-dessous est un système d'intelligence artificielle, dont la structure et le 2909462 4 fonctionnement tentent d'imiter le cerveau humain, plus particulièrement son réseau de neurones. Ce mode de réalisation préféré permet notamment d'engendrer des coefficients Cm et aCm/88q particulièrement précis.
5 Par ailleurs, de façon avantageuse, on limite ledit objectif de tan-gage QO à une valeur limite minimale QOmin et à une valeur limite maxi-male QOmax de taux de tangage, avant de l'utiliser pour calculer l'ordre d'accélération en tangage Q1. Dans ce cas, de préférence, ladite valeur limite minimale QOmin et ladite valeur limite maximale QOmax du taux de 10 tangage vérifient, respectivement, les relations suivantes : QOmin = nzmin/(V.g) QO max = nz max / (V.g) dans lesquelles : ù nzmin et nzmax sont des valeurs minimale et maximale prédéterminées du facteur de charge ; 15 ù g est l'accélération de la pesanteur ; et ù V est la vitesse de l'avion. Par ailleurs, de façon avantageuse, on limite ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à une valeur limite minimale pour réaliser une protection contre une vitesse de descente trop rapide de l'avion lors d'un atter- 20 rissage. Dans ce cas, de préférence, on calcule ladite valeur limite minimale Q1 min à l'aide des expressions suivantes : Qlmin = w.(w.(0minù 0eff) ù 2.Qeff) 0 min = aeff + aresin (Vz min/ Vsol) dans lesquelles : w représente une pulsation réglable ; 25 ù 0eff représente une assiette effective de l'avion ; ù Qeff représente un taux de tangage effectif de l'avion ; 2909462 5 ù aeff représente une incidence effective de l'avion ; ù Vzmin est une valeur prédéterminée ; et ù Vsol est la vitesse sol de l'avion. En outre, de façon avantageuse, on limite également ledit ordre 5 d'accélération en tangage Q1 à une valeur limite maximale pour réaliser au moins une protection contre un toucher de queue de l'avion lors d'un dé-collage. Dans ce cas, de préférence, ladite valeur limite maximale correspond à la valeur la plus faible de trois accélérations correspondant respectivement : 10 à une protection contre un toucher de queue ; à la capacité de rotation de l'avion dépendant d'un braquage minimal des gouvernes de profondeur ; et à une accélération prédéterminée dépendant d'une sensibillité de pilotage.
15 La présente invention concerne également un dispositif de contrôle actif du tangage d'un avion. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : des moyens pour engendrer un objectif de tangage qui est exprimé sous 20 forme d'un taux de tangage et qui doit être appliqué à l'avion ; des moyens pour calculer, à partir dudit objectif de tangage, un ordre d'accélération en tangage ; des moyens pour déterminer les valeurs effectives d'une pluralité de paramètres de l'avion ; 25 des moyens pour calculer un ordre de braquage Sq, à l'aide des expressions suivantes : 2909462 6 Sq=(Q1ùF+ARMI) /G F = p.V2.S..e.Cm/2.I G = p.V2.S.e(aCm/ a8q)/2.I ARMI = K.(ùQeff + f (F + G.Sgeff ù ORMI).dt) dans lesquelles : Q1 représente ledit ordre d'accélération en tangage ; p est la masse volumique de l'air ; 5 V est la vitesse de l'avion ; S est une surface de référence de l'avion ; .e est une longueur de référence de l'avion ; • Cm représente un coefficient de tangage ; • I représente une inertie de tangage ; 10 • aCm/a8q représente un coefficient d'efficacité ; • K est un coefficient prédéterminé ; • Qeff représente un taux de tangage effectif de l'avion ; • f illustre une fonction d'intégration ; et • Sgeff est un angle de braquage effectif de gouvernes de profondeur 15 de l'avion ; et des moyens d'actionnement desdites gouvernes de profondeur de l'avion, auxquels est transmis ledit ordre de braquage qui est appliqué (exclusivement) auxdites gouvernes de profondeur. En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 20 comporte de plus : ù des moyens de limitation dudit objectif de tangage ; etiou ù des moyens de limitation dudit ordre d'accélération en tangage. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques 2909462 7 désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif de contrôle actif du tangage, conforme à l'invention. La figure 2 illustre schématiquement un mode de réalisation parti- 5 culier de moyens de calcul d'un ordre de braquage, faisant partie d'un dis- positif de contrôle conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à réaliser un contrôle actif du tangage d'un avion, en particulier d'un avion de transport.
10 A cet effet, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'avion com- porte, selon l'invention : des moyens 2 précisés ci-dessous, pour engendrer un objectif de tan-gage QO qui est illustré sous forme d'un taux de tangage [exprimé en degré d'assiette par seconde) et qui doit être appliqué à l'avion (non re- 15 présenté) ; û un ensemble 3 de sources d'informations, qui comporte des moyens pour déterminer les valeurs effectives d'une pluralité de paramètres de l'avion, précisés ci-dessous ; des moyens 4 pour calculer, au moins à partir dudit objectif de tangage 20 Q0, un ordre d'accélération en tangage Q1 ; des moyens 5 pour calculer un ordre de braquage 5p, à l'aide dudit ordre d'accélération en tangage Q1, et ceci de la manière précisée ci-dessous ; et des moyens d'actionnement 6 de gouvernes de profondeur 7 usuelles 25 de l'avion. Lesdits moyens d'actionnement 6 sont formés de manière à amener, comme illustré par l'intermédiaire d'une liaison 8 en traits interrompus, lesdites gouvernes de profondeur 7 à une position particulière. Dans l'exemple et la situation de la figure 1, cette position est telle que les gou- 2909462 8 vernes de profondeur 7 présentent un angle de braquage 8geff particulier. Selon l'invention, lesdits moyens d'actionnement 6 reçoivent,. par l'intermédiaire d'une liaison 9, l'ordre de braquage 8p qui est calculé par lesdits moyens 5 et qui est à appliquer auxdites gouvernes de profondeur 7.
5 En outre, selon l'invention, lesdits moyens 5 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 10 audit ensemble 3, calcullent ledit ordre de braquage 8p, à l'aide des expressions suivantes : Sq=(Q1ùF+ARMI) /G F = p.VZ.S.e.Cm / 2.I G = p.V2.S.e (aCm / a8q) / 2.I ARMI = K.(ùQeff + J(F + G.Sgeff ù ORMI).dt) dans lesquelles : 10 Q1 représente ledit ordre d'accélération en tangage reçu desdits moyens 4 ; p est la masse volumique de l'air, qui est connue ; V est la vitesse de l'avion, qui est mesurée sur l'avion ; S est une surface de référence qui est connue pour l'avion considéré ; 15 .e est une longueur de référence de l'avion, qui représente la corde aérodynamique moyenne et qui est connue pour l'avion considéré ; Cm représente un coefficient de tangage, qui est calculé de la manière précisée ci-dessous ; I représente une inertie de tangage ; 20 aCm/a8q représente un coefficient d'efficacité, qui est calculé de la manière précisée ci-dessous ; K est un coefficient prédéterminé ; Qeff représente le taux de tangage effectif de l'avion, qui esi: mesuré ; J illustre une fonction d'intégration ; et 2909462 9 û Sgeff est l'angle de braquage effectif des gouvernes de profondeur 7, qui est mesuré sur l'avion. Les valeurs V, Qeff et Sgeff sont mesurées à l'aide de moyens usuels faisant partie dudit ensemble 3 de sources d'informations. En parti- 5 culier, V et Sgeff peuvent être mesurées par des capteurs appropriés et Qeff peut être déterminée par une centrale inertielle. Lesdits moyens 5 seront précisés davantage ci-dessous en référence à la figure 2. Le contrôle par objectif du tangage d'un avion, mis en oeuvre par 10 le dispositif 1 conforme à l'invention, permet au pilote de contrôler de manière robuste et répétitive la dynamique en tangage de l'avion lors des phases d'atterrissage et de décollage. En ce qui concerne le pilote, on rend l'avion insensible aux variations de masse, de centrage et de configuration aérodynamique de décollage choisie, à la poussée de décollage 15 choisie, et à une panne moteur, tout en proposant une protection active et dure contre un toucher de queue ou contre un toucher trop dur à l'atterrissage, comme précisé ci-dessous. Appliqué à une phase de croisière, ce dispositif 1 permet, de plus et par construction, de gérer automatiquement et insensiblement pour le 20 pilote, l'ensemble des transitoires affectant le tangage de l'avion (entrée/sortie des trains d'atterrissage, entrée/sortie des aérofreins, entrée/sortie des becs et des volets, variation de la poussée, etc ...). Ledit dispositif 1 de contrôle actif du tangage peut êl:re appliqué lors de différentes situations de l'avion, et notamment : 25 ù lors d'une course de l'avion en vue d'un décollage ; - lors d'une rotation pendant un décollage ; ù lors d'un arrondi pendant un atterrissage ; ù lors d'une course suite à un atterrissage.
2909462 10 De plus, ce dispositif 1 peut être appliqué aussi bien à un mode de pilotage manuel qu'à un mode de pilotage automatique (mis en oeuvre à l'aide d'un moyen de commande automatique) de l'avion. Dans un mode de réalisation particulier représenté sur la figure 1, 5 lesdits moyens 2 comportent : - un système de manche 1 1 qui comporte un manche 11A de commande de tangage, qui est susceptible d'être actionné par le pilote de l'avion de manière à émettre un objectif de tangage QOA. Cet objectif de tan-gage QOA est obtenu de façon usuelle par une conversion linéaire de 10 l'angle de déflexion engendré par l'actionnement dudit manche 11A par le pilote ; un moyen de commande automatique 12 qui engendre automatique-ment un objectif de tangage Q0B de la manière précisée ci-dessous ; et un moyen de sélection 13 qui est relié par l'intermédiaire de liaisons 14 15 et 15 respectivement audit système de manche 11 et audit moyen de commande automatique 12 et qui transmet comme objectif de tangage QO utilisé par le dispositif 1, l'un des deux objectifs de tangage Q0A et QOB engendrés respectivement par ledit système de manche 1 1 et ledit moyen de commande automatique 12. Ledit moyen de sélection 13 20 réalise la sélection de la valeur QOA ou de la valeur QOB de façon usuelle en tenant compte de paramètres particuliers. Dans un mode de réalisation particulier, ledit moyen de commande automatique 12 calcule l'objectif de tangage QOB à l'aide d'une fonction de transfert qui est équivalente à un filtre de premier ordre et qui vérifie 25 l'expression suivante : Q0B = co.(Oc Oeff) / 2.z dans laquelle : - Oc est une valeur d'assiette prédéterminée, qui est indiquée dans le manuel d'opération à disposition de l'équipage ; 2909462 11 ù Oeff est la valeur effective de l'assiette, qui est mesurée sur l'avion ; co est une pulsation qui est réglable ; et z est un paramètre d'amortissement qui est également réglable. Cet objectif de tangage Q0B est ensuite limité à une valeur maxi- 5 male prédéterminée. Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 comporte, de plus, des moyens de limitation 16 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 17, 18 et 19 respectivement audit ensemble 3, audit moyen de sélection 13 et auxdits moyens 4 et qui sont formés de manière à limiter 10 le cas échéant ledit objectif de tangage QO à une valeur limite minimale QOmin ou à une valeur limite maximale QOmax de taux de tangage, avant de le transmettre aux moyens 4 pour qu'ils l'utilisent dans Ile calcul de l'ordre d'accélération en tangage Q1. De préférence, ladite valeur limite minimale QOmin et ladite valeur 15 limite maximale QOmax de taux de tangage, calculées et prises en compte par lesdits moyens de limitation 16, vérifient, respectivement, Iles relations suivantes : QOmin = nz min / (V.g) QO max = nz max / (V.g) dans lesquelles : 20 ù nzmin et nzmax sont des valeurs minimale et maximale prédéterminées du facteur de charge. Ces valeurs sont fixées pour les manoeuvres de décollage et d'atterrissage, à savoir de préférence à -1 g pour la valeur minimale et à + 1 g pour la valeur maximale ; g est l'accélération de la pesanteur ; et 25 V est la vitesse de l'avion, qui est mesurée de façon usuelle et reçue par la liaison 17.
2909462 12 La limitation précédente de l'objectif de tangage QO présente l'avantage de gérer le domaine d'utilisation en facteur de charge vertical de manière à respecter les contraintes structurales applicables à l'avion et pour lesquelles l'avion a été conçu et certifié. A titre indicatif, la variation 5 de facteur de charge maximal par rapport à 1g est de 1,5g pour les configurations hypersustentées (celles du décollage et de l'atterrissage) et de -2/+1,5g pour la configuration lisse (celle de la phase de croisière). Dans un mode de réalisation particulier : ledit ensemble 3 comporte, de plus, des moyens usuels pour mesurer la 10 valeur effective Qeff dudit taux de tangage ; et lesdits moyens 4 calculent ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à l'aide de l'expression suivante (qui représente une fonction de transfert équivalente à un filtre de premier ordre) : Q1 = 2.z.w.(QO-Qeff) 15 dans laquelle : • QO représente ledit objectif de tangage reçu desdits moyens 2 ; • z représente un paramètre d'amortissement réglable ; et w représente une pulsation réglable. Le dispositif 1 conforme à l'invention comporte, de plus, des 20 moyens de limitation 21 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 22, 23 et 24 respectivement à l'ensemble 3, aux moyens 4 et aux moyens 5 et qui sont formés de manière à limiter le cas échéant ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à une valeur limite minimale Q1 min ou à une valeur limite maximale Q1 max. Pour ce faire, lesdits moyens 21 cornportent un 25 élément de protection, par exemple de type voteur, qui transmet auxdits moyens 5 par l'intermédiaire de la liaison 24 l'une des valeurs suivantes : ù ledit ordre d'accélération en tangage Q1 reçu desdits rnoyens 4 ; ù ladite valeur limite minimale Q1 min ; ou - ladite valeur limite maximale Q1 max.
2909462 13 Selon l'invention, lesdits moyens 21 limitent ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à la valeur limite minimale Q1 min pour réaliser une protection contre une vitesse de descente trop rapide de l'avion lors d'un atterrissage. De préférence, lesdits moyens 21 calculent ladite valeur li- 5 mite minimale Q1 min à l'aide des expressions suivantes : Q1min = c .(c .(Ominù Oeff) ù 2.Qeff) 6 min = aeff + aresin (Vz min/ Vsol) dans lesquelles : co représente une pulsation réglable ; Oeff représente l'assiette effective de l'avion ; 10 Qeff représente le taux de tangage effectif de l'avion ; aeff représente l'incidence effective de l'avion ; Vzmin est une valeur prédéterminée ; et Vsol est la vitesse sol de l'avion. Les valeurs Oeff, Qeff, aeff et V sont mesurées par des capteurs 15 usuels faisant partie dudit ensemble 3 et sont fournies auxdits moyens 21 par l'intermédiaire de la liaison 22. En outre, lesdits moyens 21 limitent également ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à une valeur limite maximale notarnment pour réaliser une protection contre un toucher de queue de l'avion lors d'un 20 décollage. De préférence, toutefois, ladite valeur limite maximale Q1 max correspond à la valeur la plus faible de trois accélérations Q1 Amax, Q1 Bmax et Q1 Cmax précisées ci-dessous. Dans ce cas, ladite valeur limite maximale Q1 max peut être obtenue à l'aide d'un moyen, par exemple de type voteur, permettant de sélectionner la valeur la plus faible desdites 25 trois accélérations Q1 Amax, Q1 Bmax et Q1 Cmax. Plus précisément : 2909462 14 Q1 Amax représente une protection contre un toucher de queue. Cette valeur dépend de l'assiette maximale à ne pas dépasser, qui est fonction du rapport Vc/Vs 1 g et de la hauteur radioaltimétrique, Vc étant la vitesse conventionnelle de l'avion et Vslg étant la vitesse de décro- 5 chage sous un facteur de charge unité. Vsl g dépend de la configuration et du poids de l'avion. Cette protection permet de garantir que l'écart entre la queue de l'avion et le sol ne dépasse pas une certaine valeur, sans utiliser pour cela de dispositif de mesure spécifique ; Q1 Bmax représente la capacité de rotation de l'avion, qui dépend de 10 l'angle de braquage minimal des gouvernes de profondeur 7. Cette va-leur vérifie la relation suivante : Q1 Bmax = p.V2.S. (Cm + aCm / aSq.Sq max) / 2.I ; et Q1 Cmax est une valeur prédéterminée qui représente l'accélération de tangage moyenne qui doit être respectée pour obtenir une sensibilité de 15 pilotage particulière. Sur la figure 2, on a représenté un mode de réalisation préféré desdits moyens 5 qui sont destinés à calculer ledit ordre de braquage Sp à partir des expressions précitées. Dans ce cas, lesdits moyens 5 comportent : 20 des moyens 26 pour calculer la valeur ARMI ; un moyen de calcul 27 pour déterminer la fonction F à l'aide de l'expression suivante : F = p.V2.S..e.Cm / 2.I ; et un moyen de calcul 28 qui est relié respectivement par l'intermédiaire de liaisons 29 et 30 auxdits moyens 26 et 27 et qui est également relié 25 à la liaison 24 transmettant la valeur Q1. Ce moyen de calcul 28 est destiné à calculer la somme suivante Q1 ù F+ARMI un moyen de calcul 31 2909462 15 • qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 32 audit moyen de cal-cul 28, ainsi qu'à la liaison 7 ; • qui calcule la fonction G vérifiant l'expression suivante : G = p.V2.S.e (ôCm / a8q) / 2.I ; et 5 • qui divise la somme reçue dudit moyen de calcul 28 par cette fonction G de manière à obtenir l'ordre de braquage 8q vérifiant l'ex-pression suivante : Sq = (Q1ù F + ARMI) / G . En outre, lesdits moyens 26 qui sont destinés à calculer la valeur ARMI comportent les éléments suivants : 1 o un moyen de calcul 33 pour calculer la fonction F de façon similaire au calcul réalisé par le moyen de calcul 27 ; un moyen de calcul 34 pour calculer la fonction G à l'aide d'un calcul similaire à celui mis en oeuvre par le moyen de calcul 31 ; un moyen de calcul 35 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 36 15 audit moyen de calcul 34 et qui est multiplie ladite fonction G par l'angle de braquage effectif Sgeff (reçu dudit ensemble 3) des gouvernes de profondeur 7 ; un moyen de calcul 37 qui est lié à des liaisons 38, 39, 40 et 42 et qui calcule l'expression suivante : F+G.Sgeff ù ARMI ; 20 un moyen de calcul 41 qui réalise l'intégration de l'expression reçue dudit moyen de calcul 37 ; un moyen de calcul 43 qui calcule l'expression suivante : J(F + G.Sgeff ù ARMI).dt ù Qeff , Qeff étant reçu par la liaison 10 ; et un moyen de calcul 45 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 46 25 audit moyen de calcul 43 et qui multiplie l'expression reçue dudit moyen de calcul 43 par un coefficient K prédéterminé.
2909462 16 Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré,, lesdits moyens 5 déterminent ledit coefficient de tangage Cm et ledit coefficient d'efficacité aCm/aSq à l'aide à chaque fois d'un réseau neuronal. Le principe du réseau neuronal peut être généralisé par l'expres-5 sion suivante : Vj,1j5ns,y'=cl) /i=ne Euj'.x' i=o Les réseaux utilisés sont des réseaux neuronaux à simple couche. La fonction d'activation cD(x) choisie vérifie l'expression suivante : c(x)=1/(1+1 xl) 10 dans laquelle x présente l'entrée de la fonction d'activation. Cette fonction d'activation est facile à mettre en oeuvre. Le réseau neuronal susceptible d'être utilisé par lesdits moyens 5 est notamment décrit dans un document intitulé "Neural Networks Contribution to Modeling for Flight Control" et publié à l'occasion du 15 Congrès "World Aviation Congress" tenu à Reno (Etats-Unis) en 2004. Ainsi, grâce à l'utilisation de réseaux neuronaux, on est en mesure d'obtenir des coefficients Cm et ôCm/aSq particulièrement précis, ce qui permet d'augmenter l'efficacité du dispositif 1 de contrôle du tangage.
Claims (4)
1. Procédé de contrôle actif du tangage d'un avion, caractérisé en ce que : a) on engendre un objectif de tangage qui est exprimé sous forme d'un taux de tangage et qui doit être appliqué à l'avion ; b) on calcule, à partir dudit objectif de tangage, un ordre d'accélération en tangage Q1 ; c) on calcule un ordre de braquage 8q, à l'aide des expressions suivantes : 8q = (Q1 ù F + ARMI) / G F = p.V2.S.e.Cm /
2.I G = p. V 2 .S..e (aC m / a8q) / 2.1 ARMI = K.(ùQeff + f (F + G.8geff ù ARMI).dt) 1 o dans lesquelles : Q1 représente ledit ordre d'accélération en tangage ; p est la masse volumique de l'air ; V est la vitesse de l'avion ; S est une surface de référence de l'avion ; 15 .e est une longueur de référence de l'avion ; Cm représente un coefficient de tangage ; I représente une inertie de tangage ; aCm/a8q représente un coefficient d'efficacité ; K est un coefficient prédéterminé ; 20 Qeff représente un taux de tangage effectif de l'avion ; f illustre une fonction d'intégration ; et 8geff est un angle de braquage effectif de gouvernes de profondeur (7) de l'avion ; et 2909462 18 d) on applique ledit ordre de braquage Sq aux gouvernes de profondeur (7) de l'avion. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a), ledit objectif de tangage est engendré 5 par un moyen de commande automatique (12) de l'avion.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a), ledit objectif de tangage est engendré par un système de manche (Il) comportant un manche de commande (11A) de tangage qui est susceptible d'être actionné par un pilote de l'avion.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que : ù on mesure la valeur effective Qeff dudit taux de tangage ; et ù à l'étape b), on calcule ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à l'aide de l'expression suivante : Q1 = 2.z.w.(QO-Qeff) dans laquelle : QO représente ledit objectif de tangage ; z représente un paramètre d'amortissement réglable ; et w représente une pulsation réglable. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on détermine ledit coefficient de tangage Cm à l'aide d'un réseau neuronal. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on détermine ledit coefficient d'efficacité aCm/58q à l'aide d'un réseau neuronal. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'on limite ledit objectif de tangage QO à une valeur limite minimale QOmin et à une valeur limite maximale Q.Omax de taux de 2909462 19 tangage, avant de l'utiliser pour calculer l'ordre d'accélération en tangage Q1. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite valeur limite minimale QOmin et ladite valeur 5 limite maximale QOmax du taux de tangage vérifient, respectivement, les relations suivantes : QOmin = nzmin/(V.g) QO max = nz max / (V.g) dans lesquelles : ù nzmin et nzmax sont des valeurs minimale et maximale prédéterminées 10 du facteur de charge ; ù g est l'accélération de la pesanteur ; et ù V est la vitesse de l'avion. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'on limite ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à 15 une valeur limite minimale pour réaliser une protection contre une vitesse de descente trop rapide de l'avion lors d'un atterrissage. 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'on calcule ladite valeur limite minimale Q1 min à l'aide des expressions suivantes : Q1 min = o. (w . (6 min ù Oeff) ù 2.Qeff) 20 Emin = aeff + aresin(Vzmin/ Vsol) dans lesquelles : w représente une pulsation réglable ; Oeff représente une assiette effective de l'avion ; Qeff représente un taux de tangage effectif de l'avion ; 25 aeff représente une incidence effective de l'avion ; Vzmin est une valeur prédéterminée ; et 2909462 20 ù Vsol est la vitesse sol de l'avion. 11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'on limite ledit ordre d'accélération en tangage Q1 à 5 une valeur limite maximale pour réaliser au moins une protection contre un toucher de queue de l'avion lors d'un décollage. 1 2. Procédé selon la revendication Il, caractérisé en ce que ladite valeur limite maximale correspond à la valeur la plus faible de trois accélérations correspondant respectivement : 10 ù à une protection contre un toucher de queue ; à la capacité de rotation de l'avion dépendant d'un braquage minimal des gouvernes de profondeur (7) ; et ù à une accélération prédéterminée dépendant d'une sensibilité de pilotage. 15 13. Dispositif de contrôle actif du tangage d'un avion, caractérisé en ce qu'il comporte : des moyens (2) pour engendrer un objectif de tangage qui est exprimé sous forme d'un taux de tangage et qui doit être appliqué à l'avion ; des moyens (4) pour calculer, à partir dudit objectif de tangage, un or- 20 dre d'accélération en tangage ; des moyens (3) pour déterminer les valeurs effectives d'une pluralité de paramètres de l'avion ; des moyens (5) pour calculer un ordre de braquage Sq, à l'aide des ex-pressions suivantes : 2909462 21 8q=(Q1ùF+ARMI) /G F = p.V2.S.I.Cm/2.I G = p.V2.SJ?(aCm/a8q)/2.I ARMI = K.(ùQeff + f (F + G.Bgeff ù ARMI).dt) dans lesquelles : • Q1 représente ledit ordre d'accélération en tangage ; p est la masse volumique de l'air ; 5 V est la vitesse de l'avion ; S est une surface de référence de l'avion ; est une longueur de référence de l'avion ; Cm représente un coefficient de tangage ; I représente une inertie de tangage ; 10 aCm/aSq représente un coefficient d'efficacité ; K est un coefficient prédéterminé ; Qeff représente un taux de tangage effectif de l'avion ; f illustre une fonction d'intégration ; et • 8geff est un angle de braquage effectif de gouvernes de profondeur 15 (7) de l'avion ; et des moyens d'actionnement (6) desdites gouvernes de profondeur (7) de l'avion, auxquels est transmis ledit ordre de braquage qui est appliqué auxdites gouvernes de profondeur (7). 14. Dispositif selon la revendication 13, 20 caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens de limitation (16) dudit objectif de tangage. 15. Dispositif selon l'une des revendications 13 et 14, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens de limitation (21) dudit ordre d'accélération en tangage. 2909462 22 16. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 13 à 15.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0610594A FR2909462B1 (fr) | 2006-12-05 | 2006-12-05 | Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. |
| US11/937,935 US7853369B2 (en) | 2006-12-05 | 2007-11-09 | Active pitch control method and device for an aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0610594A FR2909462B1 (fr) | 2006-12-05 | 2006-12-05 | Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2909462A1 true FR2909462A1 (fr) | 2008-06-06 |
| FR2909462B1 FR2909462B1 (fr) | 2008-12-26 |
Family
ID=38349507
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0610594A Active FR2909462B1 (fr) | 2006-12-05 | 2006-12-05 | Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7853369B2 (fr) |
| FR (1) | FR2909462B1 (fr) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7853369B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-12-14 | Airbus France | Active pitch control method and device for an aircraft |
| FR2986065A1 (fr) * | 2012-01-23 | 2013-07-26 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'affichage d'informations d'assiette sur un avion lors d'un decollage. |
| EP2224306A3 (fr) * | 2009-02-27 | 2014-08-13 | The Boeing Company | Compensation d'angle de tangage d'un pilote automatique |
| FR3010696A1 (fr) * | 2013-09-13 | 2015-03-20 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef. |
| US9085371B2 (en) | 2008-11-20 | 2015-07-21 | The Boeing Company | Automatic throttle roll angle compensation |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8326587B2 (en) * | 2007-12-13 | 2012-12-04 | The Boeing Company | System, method, and computer program product for predicting cruise orientation of an as-built airplane |
| US8005563B2 (en) | 2007-10-26 | 2011-08-23 | The Boeing Company | System for assembling aircraft |
| US8733707B2 (en) | 2008-04-17 | 2014-05-27 | The Boeing Company | Line transfer system for airplane |
| FR2924831B1 (fr) * | 2007-12-11 | 2010-11-19 | Airbus France | Procede et dispositif de generation d'un ordre de vitesse de lacet pour un aeronef roulant au sol |
| EP2811359B1 (fr) * | 2013-06-06 | 2018-08-08 | The Boeing Company | Procédé et système de commande de vitesse de un'aéronef |
| FR3035235B1 (fr) * | 2015-04-14 | 2017-05-12 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef selon l'axe de tangage |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2874204A1 (fr) * | 2004-08-13 | 2006-02-17 | Airbus France Sas | Systeme de commande de vol electriques pour les gouvernes de profondeur d'un aeronef |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1605390A (en) * | 1965-03-25 | 1995-04-26 | Short Brothers & Harland Ltd | Improvements relating to control systems for missiles |
| US4006871A (en) * | 1972-06-19 | 1977-02-08 | The Boeing Company | Automatic pitch axis control system for aircraft |
| US4171115A (en) * | 1977-12-12 | 1979-10-16 | Sperry Rand Corporation | Stability augmentation system for relaxed static stability aircraft |
| GB2208017B (en) * | 1983-11-25 | 1989-07-05 | British Aerospace | Guidance systems |
| US4699333A (en) * | 1984-11-07 | 1987-10-13 | The Boeing Company | On-board flight control panel system |
| US4624424A (en) * | 1984-11-07 | 1986-11-25 | The Boeing Company | On-board flight control drag actuator system |
| IL87382A (en) * | 1987-08-13 | 1994-07-31 | Grumman Aerospace Corp | Approach system for accurate landing of aircraft |
| FR2658636B1 (fr) * | 1990-02-22 | 1994-08-26 | Sextant Avionique | Procede de pilotage d'un aeronef en vol a tres basse altitude. |
| US5088658A (en) * | 1991-03-20 | 1992-02-18 | Raytheon Company | Fin command mixing method |
| US5259569A (en) * | 1992-02-05 | 1993-11-09 | Hughes Missile Systems Company | Roll damper for thrust vector controlled missile |
| JP2863665B2 (ja) * | 1992-03-09 | 1999-03-03 | 川崎重工業株式会社 | 回転翼航空機の自動飛行装置 |
| US5349532A (en) * | 1992-04-28 | 1994-09-20 | Space Systems/Loral | Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters |
| EP0719429B1 (fr) * | 1993-09-17 | 1998-06-10 | Honeywell Inc. | Procede d'estimation et de prediction des performances d'un avion |
| US5695156A (en) * | 1995-05-15 | 1997-12-09 | The Boeing Company | Aircraft vertical position control system |
| JP3645038B2 (ja) * | 1996-07-05 | 2005-05-11 | 富士重工業株式会社 | 航空機の飛行制御装置 |
| US5901272A (en) * | 1996-10-24 | 1999-05-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Neural network based helicopter low airspeed indicator |
| US6390417B1 (en) * | 1999-06-30 | 2002-05-21 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Drag control system for flying machine, process for estimating drag of flying machine, boundary layer control system, and boundary layer control process |
| US6382556B1 (en) * | 1999-12-20 | 2002-05-07 | Roger N. C. Pham | VTOL airplane with only one tiltable prop-rotor |
| US6695251B2 (en) * | 2001-06-19 | 2004-02-24 | Space Systems/Loral, Inc | Method and system for synchronized forward and Aft thrust vector control |
| US7296006B2 (en) * | 2002-11-25 | 2007-11-13 | Simmonds Precision Products, Inc. | Method of inferring rotorcraft gross weight |
| US20040246605A1 (en) * | 2003-03-04 | 2004-12-09 | Stiles Michael R. | Poly-conical reflectors for collecting, concentrating, and projecting light rays |
| JP4537121B2 (ja) * | 2004-06-08 | 2010-09-01 | 富士重工業株式会社 | 回転翼航空機の高度制御装置 |
| FR2909462B1 (fr) * | 2006-12-05 | 2008-12-26 | Airbus France Sas | Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. |
-
2006
- 2006-12-05 FR FR0610594A patent/FR2909462B1/fr active Active
-
2007
- 2007-11-09 US US11/937,935 patent/US7853369B2/en active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2874204A1 (fr) * | 2004-08-13 | 2006-02-17 | Airbus France Sas | Systeme de commande de vol electriques pour les gouvernes de profondeur d'un aeronef |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7853369B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-12-14 | Airbus France | Active pitch control method and device for an aircraft |
| US9085371B2 (en) | 2008-11-20 | 2015-07-21 | The Boeing Company | Automatic throttle roll angle compensation |
| EP2224306A3 (fr) * | 2009-02-27 | 2014-08-13 | The Boeing Company | Compensation d'angle de tangage d'un pilote automatique |
| US9058040B2 (en) | 2009-02-27 | 2015-06-16 | The Boeing Company | Automatic pilot pitch angle compensation |
| FR2986065A1 (fr) * | 2012-01-23 | 2013-07-26 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'affichage d'informations d'assiette sur un avion lors d'un decollage. |
| US8674851B2 (en) | 2012-01-23 | 2014-03-18 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method and device for displaying trim information on an airplane during a take-off |
| FR3010696A1 (fr) * | 2013-09-13 | 2015-03-20 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef. |
| EP2878533A1 (fr) | 2013-09-13 | 2015-06-03 | Airbus Operations (S.A.S) | Procédé et système de commande de vol d'un aéronef. |
| US9315258B2 (en) | 2013-09-13 | 2016-04-19 | Airbus Operations Sas | Electric flight control system and method for an aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US7853369B2 (en) | 2010-12-14 |
| US20100042270A1 (en) | 2010-02-18 |
| FR2909462B1 (fr) | 2008-12-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2909462A1 (fr) | Procede et dispositif de controle actif du tangage d'un avion. | |
| EP2551836B1 (fr) | Procédé et dispositif de gestion optimisée de la trajectoire verticale d'un aéronef | |
| EP1349779B1 (fr) | Procede et dispositif de commande automatique de la deceleration d'un aeronef en phase de roulement | |
| EP1934662B1 (fr) | Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef les effets d'une turbulence verticale | |
| EP1273986A1 (fr) | Procédé et dispositif pour commander au moins une surface aérodynamique de profondeur d'un avion lors d'un décollage | |
| EP2957975B1 (fr) | Procédé et dispositif de commande d'au moins un système de contrôle d'actionneur d'un aéronef, produit programme d'ordinateur et aéronef associés | |
| CA2581401C (fr) | Procede de gestion du freinage d'un aeronef par prevision de son deplacement sur la plateforme aeroportuaire | |
| EP1607816A1 (fr) | Système d'aide au pilotage d'un aéronef lors de l'approche d'une piste d'atterissage en vue d'un atterissage | |
| CA2614056C (fr) | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis | |
| EP1730032B1 (fr) | Procédé et dispositif pour minimiser le bruit émis pendant le décollage et l'atterrissage d'un giravion. | |
| FR3067132B1 (fr) | Procede et dispositif de controle de la trajectoire d'un aeronef suiveur par rapport a des vortex generes par un aeronef meneur. | |
| FR2924832A1 (fr) | Procede et dispositif de generation d'une vitesse commandee pour un aeronef roulant sur le sol | |
| FR3016706A1 (fr) | Procede et dispositif pour optimiser l'atterrissage d'un aeronef sur une piste. | |
| FR2984267A1 (fr) | Systeme de commande de l'energie d'un vehicule | |
| EP0322282B1 (fr) | Système de référence de vitesse pour le pilotage d'un aéronef | |
| FR2909463A1 (fr) | Procede et dispositif de controle actif du roulis d'un avion | |
| EP0465352B1 (fr) | Système pour la commande intégrée en profondeur et en poussée d'un aéronef | |
| EP2523176A1 (fr) | Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef lors d'une phase d'approche intermédiaire d'une descente | |
| EP1510455B1 (fr) | Procédé et dispositif pour contrôler l'assiette d'un avion | |
| FR3070675A1 (fr) | Procede d'allegement et de protection de charges pour un aeronef | |
| FR2914075A1 (fr) | Procede et dispositif de limitation de la commande de roulis d'un aeronef en fonction d'une dissymetrie de poussee | |
| EP4126662B1 (fr) | Système de gestion de la deceleration d'un aeronef sur une piste au sol et procede associe | |
| EP3882141B1 (fr) | Procédé et système de réduction du bruit en vol d'un hélicoptère hybride par gestion de l'incidence de son rotor principal et de la poussée de chaque hélice | |
| FR3099962A1 (fr) | Système et procédé de prédiction du temps d’occupation d’une piste par un aéronef |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CA | Change of address |
Effective date: 20110916 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: AIRBUS HOLDING, FR Effective date: 20110916 |
|
| CJ | Change in legal form |
Effective date: 20110916 |
|
| TP | Transmission of property |
Owner name: AIRBUS HOLDING, FR Effective date: 20110913 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 17 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 18 |