FR2929724A1

FR2929724A1 - Procede pour la determination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aeronef.

Info

Publication number: FR2929724A1
Application number: FR0801821A
Authority: FR
Inventors: Frederic Sauvinet
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2008-04-02
Filing date: 2008-04-02
Publication date: 2009-10-09
Anticipated expiration: 2028-04-02
Also published as: US20110029165A1; WO2009130413A1; FR2929724B1; US8565942B2

Abstract

Selon l'invention, au cours d'un décollage, on confère à l'aéronef (AC) l'assiette (thetaTS) de toucher de queue et on braque les ailerons (6G, 6D) à fond vers le bas.

Description

La présente invention concerne un procédé pour la détermination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aéronef. On sait que cette vitesse de sortie d'effet de sol (généralement désignée par les techniciens de langue française par vitesse VMU, pour Vitesse Minimum Unstick, et par les techniciens de langue anglaise par Minimum Unstick Speed) est utilisée dans les calculs de performance de décollage d'un aéronef, imposant la longueur de piste nécessaire au dé-collage de celui-ci ou la masse décollable de cet aéronef pour une longueur de piste donnée. Ainsi, plus la vitesse de sortie d'effet de sol est faible, 1 o meilleures sont les performances de décollage de l'aéronef. On a donc généralement intérêt à chercher à minimiser cette vitesse de sortie d'effet de sol. Pour déterminer la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aéronef, il est connu d'effectuer un décollage non ordinaire de la façon suivante : 15 alors que ledit aéronef roule sur une piste d'envol en accélérant avec son train d'atterrissage principal comprimé par la masse dudit aéronef et par l'effet de sol et avec ses ailerons occupant une position partiellement braquée vers le bas pour rendre maximale la finesse dudit aéronef : par basculement du manche de pilotage dans le sens à cabrer, on bra- 20 que lesdites surfaces aérodynamiques de profondeur vers le haut pour conférer audit aéronef l'assiette pour laquelle sa queue est amenée à toucher ladite piste d'envol ; dans cette position d'assiette de toucher de queue, on poursuit l'accélération dudit aéronef jusqu'au délestage complet dudit train 25 d'atterrissage principal ; et ù on note la vitesse dudit aéronef au moment dudit délestage, cette vitesse étant la vitesse de sortie d'effet de sol recherchée. Les surfaces aérodynamiques de profondeur utilisées dans ce pro-cédé sont les gouvernes de profondeur et/ou un empennage horizontal stabilisateur réglable en inclinaison, généralement désigné par l'une ou l'autre des abréviations PHR (pour Plan Horizontal Réglable) ou THS (pour Trimmable Horizontal Stabiliser). De plus, pour éviter tout endommage-ment contre la piste d'envol, la queue dudit aéronef est pourvue d'un sa-bot de protection, à son point bas.

L'objet de la présente invention est de perfectionner ce procédé connu, afin de minimiser la vitesse de sortie d'effet de sol de l'aéronef. A cette fin, selon l'invention, ledit procédé pour la détermination de la vitesse de sortie d'effet de sol est remarquable en ce que, après ledit braquage vers le haut des surfaces aérodynamiques de profondeur apte à conférer audit aéronef l'assiette de toucher de queue et alors que ledit train d'atterrissage principal est encore comprimé, on braque lesdits ailerons à fond vers le bas, de façon symétrique, à partir de leur position partiellement braquée vers le bas. Ainsi, grâce à la présente invention, du fait de ce braquage à fond desdits ailerons vers le bas, on augmente temporairement la portance de l'aéronef, qui se trouve alors à son assiette de toucher de queue, ce qui a pour conséquence de réduire ladite vitesse de sortie d'effet de sol. De préférence, ledit braquage symétrique à fond vers le bas des-dits ailerons n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil de basculement dudit manche de pilotage dans le sens à cabrer, ledit seuil de basculement étant au moins égal au basculement de décollage usuellement utilisé lors d'un décollage ordinaire. De même, avantageusement, ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil d'assiette cabrée, celui-ci étant au moins égal à la valeur maximale d'assiette imposée audit aéronef pour éviter un toucher de queue lors de la rotation d'un décollage ordinaire. Pour éviter de réduire les performances d'accélération de l'aéronef au début du décollage, il est nécessaire que le braquage à fond, vers le bas, desdits ailerons n'intervienne pas avant le toucher de queue de l'aéronef. De même, pour éviter de réduire les performances de montée de l'aéronef après son envol, il est avantageux que, après délestage dudit train d'atterrissage principal, lesdits ailerons soient ramenés de la position 1 o braquée à fond vers le bas à ladite position partiellement braquée vers le bas. Par ailleurs, on sait que les calculateurs de commande de vol des aéronefs ont à leur disposition des informations concernant le bascule-ment du manche de pilotage et l'assiette de l'aéronef. Il est donc intéres- 15 sant d'implémenter le procédé selon l'invention dans lesdits calculateurs. A cet effet, on peut : établir un critère de manche dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil de basculement du manche et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil de basculement et le basculement maximal à cabrer dudit man- 20 che ; établir un critère d'assiette dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil d'assiette et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil d'assiette et ladite assiette de toucher de queue ; et à partir de celui de ces deux critères qui est le plus grand, établir un 25 critère de braquage d'ailerons qui croît uniformément de la valeur correspondant à la position partiellement braquée vers le bas à la valeur correspondant à la position braquée à fond vers le bas, lorsque ledit plus grand des deux critères passe de la valeur 0 à la valeur 1.

Comme, de plus, lesdits calculateurs de commande de vol ont à leur disposition des informations relatives au fait que l'aéronef est ou non au sol, on peut avantageusement : établir un critère de sol qui prend la valeur 0 lorsque l'aéronef est en vol et la valeur 1 lorsque l'aéronef est au sol ; et multiplier, par ledit critère de sol, ledit plus grand des deux critères que sont le critère de manche et le critère d'assiette, avant d'établir ledit critère de braquage d'ailerons. Grâce aux dispositions qui précèdent, on peut ainsi aisément im- plémenter le procédé conforme à la présente invention dans ledit aéronef. L'invention concerne donc de plus un aéronef mettant en oeuvre ledit pro-cédé de l'invention. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 montre schématiquement, en perspective du dessus et de l'arrière, un avion gros porteur pouvant mettre en oeuvre la présente invention. La figure 2 illustre, en vue latérale schématique, l'avion de la fi- gure 1 pendant une phase du procédé conforme à la présente invention. La figure 3 illustre, en trois phases successives I, II et III, le pro-cédé selon l'invention, la phase représentée sur la figure 2 correspondant à la phase II de la figure 3. La figure 4 illustre schématiquement la position des ailerons dudit avion gros porteur pendant les phases I et III de la figure 3. La figure 5 illustre schématiquement la position des ailerons dudit avion gros porteur pendant la phase II de la figure 3. La figure 6 est le schéma synoptique de la mise en oeuvre du pro-cédé conforme à la présente invention.

Les figures 7, 8 et 9 montrent respectivement trois critères utilisés dans le schéma synoptique de la figure 6. Sur les figures 1, 2 et 3, les volets, les becs, les gouvernes, les ailerons, l'empennage horizontal réglable, ainsi que les autres surfaces aé- rodynamiques mobiles de l'avion gros porteur, sont représentés en position rentrée pour des raisons de clarté des dessins. On comprendra aisé-ment qu'au cours des phases I, II et HII de la figure 3, au moins certaines de ces surfaces sont au contraire en position déployée, bien que représentées en position rentrée.

L'avion gros porteur AC, montré schématiquement par les figures 1 et 2, présente un axe longitudinal L-L et comporte un fuselage 1 et deux ailes symétriques 2G et 2D. Lesdites ailes portent des moteurs 3 et une pluralité de becs de bord d'attaque 4G, 4D et de volets de bord de fuite 5G, 5D. De plus, à l'extrémité des ailes 2G, 2D se trouvent des ailerons 6G et 6D, respectivement. Comme le montrent schématiquement les figures 4 et 5, lesdits ailerons 6G et 6D sont articulés en rotation à l'arrière desdites ailes 2G et 2D, respectivement, leur course de rotation a vers le bas pouvant prendre la valeur maximale aM, comptée à partir de leur posi- tion pour laquelle ils se trouvent en prolongement de l'aile 2G ou 2D correspondante. A l'arrière du fuselage 1, l'avion AC comporte un empennage horizontal 7 réglable en inclinaison, comme cela est illustré par la double flèche 8. Au bord arrière dudit empennage horizontal réglable 7, sont articulées des gouvernes de profondeur 9G, 9D respectivement, pouvant tour- ner par rapport audit empennage 7, comme cela est illustré par les doubles flèches 10. L'avion AC comporte un train d'atterrissage principal 11, ainsi qu'un train avant 12. De plus, sous le fuselage 1, à l'endroit de la queue de celui-ci qui risque de toucher le sol lors d'une rotation de décollage trop serrée, il est prévu un sabot de protection 13. Sur la figure 3, on a illustré trois phases I, II et III du procédé conforme à la présente invention.

Dans la phase I, l'avion AC roule sur la piste d'envol RW en accélérant en vue de son décollage. Pendant cette phase d'accélération I, les becs de bord d'attaque 4G, 4D et les volets de bord de fuite 5G, 5D sont déployés de façon usuelle (non représentée), l'empennage horizontal réglable 7 est incliné à cabrer et les gouvernes de profondeur 9G, 9D sont, par exemple, dans leur position prolongeant aérodynamiquement ledit empennage horizontal réglable 7. Dans cette configuration usuelle, l'ensemble dudit empennage horizontal réglable 7 et des gouvernes de profondeur 9G, 9D engendre une force aérodynamique à cabrer produisant un moment de tangage à cabrer pour l'avion AC, les configurations des becs de bord d'attaque 4G, 4D et des volets de bord de fuite 5G, 5D per-mettant d'optimiser la finesse (rapport portance/traînée) de l'avion AC. Aussi, dans cette phase d'accélération I, les ailerons 6G, 6D sont égale-ment utilisés pour optimiser cette finesse et ils sont symétriquement braqués vers le bas, comme l'illustre la figure 4. A cet effet, ils occupent une position partiellement braquée vers le bas, définie par une valeur aD de la course a, inférieure à la course maximale am. On comprendra aisément que si lesdits ailerons 6G, 6D étaient: braqués de la valeur maximale am, ils engendreraient une traînée importante, pénalisant les performances de l'avion AC lors de la phase I. Bien entendu, dans cette phase d'accélération I, le train principal 11 de l'avion AC est comprimé par la masse de celui-ci et par l'effet de sol. Dans la phase II du procédé conforme à la présente invention, (voir également la figure 2), le pilote de l'avion AC actionne les gouvernes de profondeur 9G, 9D et/ou l'empennage horizontal réglable 7 (de façon non représentée) pour que l'ensemble de ces gouvernes 9G, 9D et de cet empennage 7 engendre une force à cabrer et un moment de tangage à cabrer, aptes à conférer à l'avion AC une assiette °TS, telle que le sabot 13 touche la piste d'envol RW. Dans cette phase II de toucher de queue, afin d'apporter un supplément de portance à l'avion AC et comme le montre la figure 5, les ailerons 6G, 6D sont braqués à fond vers le bas, de façon symétrique, à partir de leur position partiellement braquée vers le bas défi-nie ci-dessus par la valeur aD de la course de rotation a. Les ailerons 6G, 6D prennent donc la position de braquage maximale vers le bas définie par la valeur am de la course a. Dans la position de toucher de queue de la phase Il, l'avion AC continue sa course d'accélération jusqu'à ce que se produise l'envol de ce dernier, comme cela est représenté par la phase III de la figure 3. Cet en-vol est détecté par le délestage complet du train principal 11 et, à l'instant de ce délestage, on note la vitesse de l'avion AC, cette vitesse étant alors la vitesse VMU de sortie d'effet de sol cherchée. On comprendra aisément que le supplément de portance apporté par les ailerons 6G, 6D dans la phase II par leur braquage maximal am vers le bas (figure 5) facilite l'envol de l'avion AC et réduit la vitesse de sortie d'effet de sol par rapport à la situation dans laquelle lesdits ailerons 6G, 6D resteraient dans leur position partiellement braquée de la figure 4. On notera de plus que, pour faciliter la performance de montée de l'avion AC après la phase d'envol III, il est nécessaire de ramener les ailerons 6G, 6D de leur position de braquage maximal vers le bas, définie par la valeur am, à leur position de braquage partielle vers le bas, définie par la valeur ap et correspondant à la finesse optimale.

Ainsi, de ce qui précède, on voit que le braquage à fond vers le bas des ailerons 6G, 6D ne doit intervenir que pendant la phase II, c'est-à-dire lorsque l'avion AC est au sol et qu'il présente une forte assiette. Le schéma synoptique montré par la figure 6 permet de mettre en oeuvre le procédé de l'invention, tout en prenant en compte que, lors d'un décollage ordinaire (autre qu'un décollage de mesure de la vitesse de sortie d'effet de sol), il est usuel : de positionner le manche de pilotage à une position prédéterminée à cabrer qui correspond à une fraction 130, par exemple égale à 2/3, de la 1 o course maximale à cabrer Pm dudit manche ; et d'imposer à l'avion une assiette maximale 00 pour éviter un toucher de queue lors de la rotation d'envol (cette assiette maximale 00 correspond par exemple à une distance de 3 pieds entre le point bas de la queue de l'avion et la piste d'envol RW).

15 Dans le schéma synoptique de la figure 6, on a représenté : le manche de pilotage 14 de l'avion AC engendrant un signal représentatif de son angle de basculement à cabrer p ; un dispositif logique 15, recevant ledit signal R du manche 14 et le transformant en un critère de manche Cf3 représenté sur la figure 7 : le 20 critère C(3 est nul en deçà d'un seuil S(3 supérieur à la valeur (30 corres- pondant à ladite position prédéterminée d'un décollage ordinaire et croît de façon uniforme au-delà dudit seuil SF3 pour atteindre la valeur 1 à une valeur Fan, proche, mais inférieure, à la valeur maximale RM ; un détecteur d'assiette 1 6 (usuel à bord des aéronefs) engendrant un 25 signal représentatif de l'assiette O de l'avion AC ; un dispositif logique 17, recevant: ledit signal 9 du détecteur d'assiette 16 et le transformant en un critère d'assiette CO représenté sur la figure 8 : le critère CO est nul en deçà d'un seuil SO supérieur à ladite assiette maximale Oo et croît de façon uniforme au-delà dudit seuil SO pour atteindre la valeur 1 à une valeur On, de l'assiette 0 proche, mais inférieure, à la valeur 0TS correspondant au toucher de queue ; un voteur 18 qui reçoit les deux critères Cp et CO et qui délivre à sa sortie celui des deux qui est le plus grand ; un multiplicateur 19 disposé à la sortie dudit voteur 18 ; un détecteur 20 apte à engendrer un signal nul si l'avion AC n'est pas au sol et un signal égal à 1 si l'avion AC est au sol (train principal comprimé), la sortie du détecteur 20 étant reliée au multiplicateur 19, de sorte que ce dernier délivre à sa sortie le résultat de la multiplication du signal engendré par le voteur 18 par 0 ou par 1 ; et un dispositif logique 21, recevant le résultat de la multiplication effectuée par le multiplicateur 19 et le transformant en un critère de braquage d'ailerons Ca, ledit critère étant égal à ladite valeur ap de bra- quage partiel (voir la figure 4) si la sortie du multiplicateur 19 est nulle et croissant de façon uniforme de la valeur ap à la valeur maximale am, si la sortie du multiplicateur 19 croît uniformément de 0 à 1. On remarquera que la logique illustrée par les figures 6 à 9 peut ai- sément être implémentée dans les calculateurs de bord de l'avion AC, qui, de façon usuelle, disposent des informations concernant le braquage (3 du manche de pilotage 14, l'assiette 0 de l'avion AC et le fait que l'avion est au sol ou non.

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé pour la détermination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aéronef (AC) pourvu d'au moins un manche de pilotage (14), d'un train d'atterrissage principal (Il), d'ailerons (6G, 6D) et de surfaces aéro- dynamiques mobiles de profondeur 17, 9G, 9D), procédé selon lequel, au cours d'un décollage, alors que ledit aéronef (AC) roule sur une piste d'envol (RW) en accélérant avec ledit train d'atterrissage principal (Il) comprimé par la masse dudit aéronef et par l'effet de sol et avec lesdits ailerons (6G, 6D) occupant une position (aD) partiellement braquée vers le 1 o bas pour rendre maximale la finesse dudit aéronef : par basculement dudit manche de pilotage (14) dans le sens à cabrer, on braque lesdites surfaces aérodynamiques de profondeur (7, 9G, 9D) vers le haut pour conférer audit aéronef l'assiette (6Ts) pour laquelle sa queue (13) est amenée à toucher ladite piste d'envol (RW) ; 15 dans cette position d'assiette de toucher de queue (ATs), on poursuit l'accélération dudit aéronef (AC) jusqu'au délestage complet dudit train d'atterrissage principal (Il) ; et on note la vitesse dudit aéronef au moment dudit délestage, cette vitesse étant la vitesse de sortie d'effet de sol recherchée, 20 caractérisé en ce que, après ledit braquage vers le haut des surfaces aérodynamiques de profondeur (7, 9G, 9D) apte à conférer audit aéronef l'assiette de toucher de queue (ATS) et alors que ledit train d'atterrissage principal (1 1) est encore comprimé, on braque lesdits ailerons (6G, 6D) à fond vers le bas (am), de façon symétrique, à partir de leur position (aD) 25 partiellement braquée vers le bas.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons (6G, 6D) n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil de basculement (SR) dudit manche (14) dans le sens à cabrer.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit seuil de basculement (S(3) est au moins égal au basculement de décollage ((30) usuellement utilisé lors d'un décollage ordi- naire.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit braquage symétrique à fond vers le bas desdits ailerons (6G, 6D) n'est autorisé qu'au-delà d'un seuil d'assiette cabrée (SO).
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit seuil d'assiette cabrée (SO) est au moins égal à la valeur maximale d'assiette (00) irnposée audit aéronef pour éviter un toucher de queue lors de la rotation d'un décollage ordinaire.
6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que, après délestage dudit train d'atterrissage principal (1 1), lesdits ailerons (6G, 6D) sont ramenés de la position braquée à fond vers le bas (am) à ladite position partiellement braquée vers le bas ((I0).
7. Procédé selon les revendications 3 et 5, destiné à être implémenté dans les calculateurs de commande de vol dudit aéronef (AC) ayant à leur disposition des informations concernant le basculement ((3) dudit manche de pilotage (14) et l'assiette (0) dudit aéronef (AC), caractérisé en ce que : ù on établit un critère de manche (Cp) dont la valeur est 0 au-dessous dudit seuil de basculement (S(3) et dont la valeur croît de 0 à 1 entre le- dit seuil de basculement (SE3) et le basculement maximal à cabrer (RM) dudit manche ; on établit un critère d'assiette (CE)) dont la valeur est 0 au-dessous du-dit seuil d'assiette (SO) et dont la valeur croît de 0 à 1 entre ledit seuil d'assiette (SO) et ladite assiette de toucher de queue (E)Ts) ; et à partir de celui de ces deux critères (Cf, CO) qui est le plus grand, on établit un critère de braquage d'ailerons (Ca) qui croît uniformément de la valeur (a0) correspondant à la position partiellement braquée vers le bas à la valeur (am) correspondant à la position braquée à fond vers le bas, lorsque ledit plus grand critère passe de la valeur 0 à la valeur 1.
8. Procédé selon la revendication 7, dans lequel lesdits calculateurs de commande de vol ont à leur disposition des informations relatives au fait que l'aéronef est ou non au sol, caractérisé en ce que : on établit un critère de sol qui prend la valeur 0 lorsque l'aéronef est en vol et la valeur 1 lorsque l'aéronef est au sol ; et on multiplie, par ledit critère de sol, ledit plus grand des deux critères que sont le critère de manche (C(3) et le critère d'assiette (CO), avant d'établir ledit critère de braquage d'ailerons (Ca).
9. Aéronef, caractérisé en ce qu'il met en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.