FR3036099A1 - Systeme optique d'eclairage pour aeronef - Google Patents

Abstract

Ce système optique d'éclairage pour aéronef comprend un bloc optique configurable selon les phases de vol ou de roulage de l'aéronef pour émettre un faisceau lumineux dont les caractéristiques dépendent desdites phases de vol ou de roulage. Le bloc optique comporte un ensemble de diodes électroluminescentes (22) actionnables sélectivement selon les phases de vol ou de roulage.

Description

1 Système optique d'éclairage pour aéronef La présente invention concerne un système d' éclairage embarqué pour aéronef et concerne plus particulièrement un système optique d'éclairage asservi pour aéronef capable d'assurer au moins une partie des fonctions d'éclairage, notamment une combinaison de ces fonctions, lors des différentes phases d'atterrissage, de roulage et de décollage de l'aéronef en conditions de nuit.

Dans l'état de la technique, les systèmes d'éclairage de piste embarqués sur les aéronefs sont constitués d'un ensemble de plusieurs dispositifs d'éclairage activés en fonction des phases de vol ou de roulage de l'aéronef. Le système d'éclairage dans son ensemble est ainsi capable de proposer une fonction de roulage, généralement désignée par le terme anglo-saxon « Taxi Light », une fonction de virage, connue généralement sous le terme de « Runway TurnOff Light », une fonction de décollage (« TakeOff Light »), et une fonction d'atterrissage (« Landing Light »). Ces fonctions sont assurées par un ensemble de projecteurs distincts fixés sur la jambe de train d'atterrissage ainsi que dans le bord d'attaque des ailes, dans l'emplanture de l'aile ou sous l'aile pour certains projecteurs escamotables. De nuit, lors des phases d'atterrissage, de décollage, de roulage sur piste ou sur voie de circulation (« Taxiway », en langue anglaise), ces différents systèmes d'éclairage sont utilisés successivement ou simultanément afin de permettre au pilote d'identifier l'espace dans lequel il doit évoluer de nuit. Les projecteurs distincts entrant dans la constitution du système d'éclairage sont capables d'émettre des faisceaux lumineux dont la distribution d'intensité et le pointage sont adaptés au besoin en visibilité des pilotes. Dans le cadre de systèmes d'éclairage embarqués à bord d'avions, en phase d'approche, les projecteurs d'atterrissage 3036099 2 (« Landing Light ») pointent suivant la pente rectiligne de descente de l'avion. Lors de cette phase, la zone à éclairer correspond à l'endroit de la piste où l'avion doit toucher le sol. C'est en effet à cet endroit que le pilote doit porter son regard.

5 Lors de l'atterrissage, et plus particulièrement lors de la phase de toucher, désignée généralement par le terme anglo-saxon « touch down », et plus précisément avant que les roues des trains principaux ne touchent la piste, l'assiette de l'avion varie. La trajectoire de l'avion s'arrondit pour qu'elle devienne tangente à la piste.

10 Rapidement après cette phase de toucher, le train avant vient en contact avec le sol. Ce sont alors les projecteurs de décollage (« TakeOff light ») qui prennent le relais, leur pointage étant sensiblement parallèle au sol. Ces projecteurs fournissent l'éclairage au sol le plus loin possible devant l'avion. Lors de cette phase, la zone 15 à éclairer correspond à l'extrémité de la piste. Lors des phases d'approche et d'atterrissage, le faisceau lumineux délivré par le système d'éclairage présente une distribution spatiale d'intensité lumineuse identique. Cette distribution spatiale est collimatée sur la direction de pointage.

20 En phase de roulage, ce sont les projecteurs de roulage (« Taxi light ») et de virage (« Runway TurnOff light ») qui sont utilisés sur les voies de circulation (« Taxiway ») pour quitter ou accéder à la piste. Lors de ces phases, l'éclairage est caractérisé par une distribution lumineuse fortement étalée horizontalement afin 25 d'identifier un obstacle aux abords de l'aéronef, principalement devant le cockpit et devant les ailes. Ce faisceau doit rester concentré verticalement et être rabattu vers le sol pour minimiser les risques d'éblouissement des personnels de piste croisant le faisceau. Les systèmes d' éclairage selon l' état de la technique, 30 embarqués sur les aéronefs, présentent un certain nombre d'inconvénients notables. En premier lieu, les projecteurs mis en oeuvre sont fixes. Leur orientation ne peut dès lors en aucun cas suivre les variations angulaires d'incidence de l'aéronef lors des phases d'atterrissage et de 3036099 3 décollage, notamment lors de variations de direction ou de force des vents dominants. L'assiette de l'aéronef peut à cet égard varier de manière importante lorsque la direction ou la force des vents dominants varie, alors qu'il est nécessaire d'obtenir une bonne 5 précision de pointage du faisceau lumineux. L'éclairage ainsi réalisé sur la piste peut être très variable et peu performant. En second lieu, comme indiqué précédemment, l'ensemble des équipements assurant les diverses fonctions d'éclairage décrites précédemment est généralement constitué de blocs optiques distincts, 10 ce qui contribue à augmenter la masse totale du système d'éclairage embarqué à bord d'un aéronef. Or, comme on le sait, dans le domaine de l'aéronautique, la masse constitue un paramètre critique. Par ailleurs, la consommation électrique, l'encombrement et le nombre d'emplacements nécessaires pour assurer un éclairement 15 satisfaisant au regard des performances demandées, créent une contrainte d'implantation et d'alimentation électrique notable. Enfin, l'allumage simultané des faisceaux d'atterrissage et de décollage peut dégrader la perception visuelle des pilotes en diminuant le contraste des zones observées.

20 Le but de l'invention est donc de pallier ces inconvénients et de proposer un système d'éclairage pour aéronef permettant de pallier les inconvénients liés à l'utilisation des systèmes d'éclairage conventionnels et, notamment, de proposer un projecteur hybride d'éclairage capable de mettre en oeuvre au moins une partie des 25 fonctions d'éclairage, notamment une combinaison de plusieurs fonctions nécessaires lors des diverses phases de vol ou de roulage d'un aéronef. L'invention a donc pour objet un système optique d'éclairage pour aéronef comprenant un bloc optique configurable selon les phases 30 de vol ou de roulage de l'aéronef pour émettre un faisceau lumineux dont les caractéristiques dépendent desdites phases de vol ou de roulage.

3036099 4 Dans un mode de réalisation, le système d'éclairage comprend un ensemble de diodes électroluminescentes, actionnables sélectivement selon les phases de vol ou de roulage. Il s'agit notamment de proposer un système d'éclairage asservi 5 pouvant fournir un éclairage dont les caractéristiques sont modifiées en fonction des phases de vol ou de roulage. En d'autres termes, l'invention propose un système d'éclairage permettant, non seulement, de diminuer le nombre des équipements nécessaires à la mise en oeuvre de l'ensemble des fonctions d'éclairage 10 mais capable également d'optimiser la visibilité des zones éclairées. Ainsi, grâce à l'utilisation d'un bloc optique configurable, il est possible d'utiliser un unique équipement dont la direction de pointage et la distribution spatiale d'intensités peuvent varier en fonction des différentes phases de vol ou de roulage précédemment 15 évoquées. On notera en effet que les caractéristiques configurables du faisceau lumineux émis par le bloc optique sont notamment constituées par la forme du faisceau lumineux et/ou son orientation. Selon une autre caractéristique de l'invention, le système 20 optique d'éclairage comporte des moyens de détection des phases de vol ou de roulage de l'aéronef et des moyens pour modifier les caractéristiques du faisceau lumineux émis en fonction des phases détectées. Le système peut comporter des moyens de détection 25 comprenant des moyens de mesure de l'assiette de l'aéronef. Les moyens de mesure de l'assiette peuvent comporter au moins un capteur de type accéléromètre et de préférence un accéléromètre et un gyromètre, associés à des moyens de filtrage. Selon encore une autre caractéristique de l'invention, les 30 moyens de détection comportent un capteur de mesure de l'inclinaison du faisceau lumineux par rapport à un axe de l'aéronef. Par exemple, les moyens de détection utilisent des informations de contact du train d'atterrissage de l'aéronef avec le sol.

3036099 5 D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : 5 les figures 1 à 4 sont des schémas illustrant les principales phases de vol ou de roulage d'un aéronef, et expliquant, notamment, les variations de pointage et de distribution d'intensité d'un faisceau lumineux émis par un système optique d'éclairage d'aéronef ; 10 la figure 5 est une vue générale d'un système optique d'éclairage conforme à l'invention ; les figures 6a et 6b montrent des détails du système optique d'éclairage de la figure 5 ; la figure 7 est un schéma synoptique général des 15 moyens utilisés pour modifier la configuration du faisceau lumineux du système d'éclairage de la figure 5; les figures 8 à 14 montrent divers modes de réalisation des moyens de commande du déplacement 20 d'un support mobile sur lequel est monté un élément configurable du bloc optique ; et les figures 15 et 16 montrent un exemple de mise en oeuvre d'un système optique d'éclairage pour aéronef conforme à l'invention, utilisant des diodes 25 électroluminescentes configurables. On se référera tout d'abord aux figures 1 à 4 qui illustrent différentes phases de vol et de roulage d'un avion et qui montrent notamment l'angle de pointage du faisceau lumineux émis par le système optique d'éclairage de l'avion.

30 Comme on le voit sur la figure 1, et comme indiqué précédemment, en phase d'approche, avant l'atterrissage, l'axe du faisceau est pointé suivant la pente de descente en altitude de l'avion et ce, en tenant compte des divers angles d'attaque de l'avion.

3036099 6 Pendant toute cette phase, et notamment pendant la phase dite aérienne et plus particulièrement pendant la phase de descente rectiligne, la zone de la piste à éclairer correspond à la zone de toucher. Lors de la phase d'approche, l'angle d'attaque de l'avion est 5 voisin de 3° par rapport à l'horizontale absolue. Par conséquent, l'angle que forme le faisceau lumineux d'éclairage émis par le système d'éclairage est déterminé à partir de l'angle d'atterrissage et de l'angle d'attaque de l'avion. Le projecteur est généralement pointé selon un angle de 6 à 10° par rapport à l'axe de l'avion.

10 Comme on le voit sur cette figure, en phase de toucher ou « touch down », juste avant que les roues des trains principaux ne touchent la piste, la trajectoire de l'avion s'arrondit de manière à être sensiblement tangente au sol. Cette phase est généralement désignée par le terme d'arrondi. Au cours de cette phase, l'éclairage doit 15 toujours être pointé vers la zone où l'avion va toucher le sol de sorte que l'angle que forme le faisceau lumineux par rapport à l'axe général de l'avion doit être asservi et modifié, c'est-à-dire augmenté, de manière que le système d'éclairage pointe toujours vers la zone de toucher.

20 Par la suite, lorsque les trains principaux touchent le sol, pendant la phase de roulage, le système d'éclairage entame une correction de son pointage pour qu'au final, l'éclairage pointe vers l'extrémité de la piste, à grande distance de l'avion. En d'autres termes, lors de cette phase de roulage et jusqu'à la fin de la phase de 25 freinage, le système d'éclairage pointe horizontalement, parallèlement à l'axe général de l'avion. Par conséquent, à partir de la phase de rotation, c'est-à-dire à partir du moment où les trains principaux de l'avion entrent en contact avec la piste, jusqu'à ce que la jambe de train avant contacte le sol, le 30 système d'éclairage redresse le faisceau jusqu'à un angle proche de l'horizontale pour pointer au plus loin devant le cockpit. Pendant toute la phase d'atterrissage, le système d'éclairage éclaire donc la piste en continu.

3036099 7 Lorsque le train avant vient en contact avec le sol, le pointage est pratiquement parallèle au sol. Il est plus précisément décalé de 0,5° vers le bas par rapport au sol. En se référant à la figure 2, lors de la phase de décollage, et 5 plus précisément lorsque toutes les roues de l'avion sont au contact du sol (« phase de roulage avec toutes les roues au sol »), le système d'éclairage pointe au plus loin vers l'avant de l'avion de sorte que le faisceau lumineux est sensiblement parallèle au sol. Dès que le train avant quitte le sol (phase de rotation), le système d'éclairage modifie 10 son pointage en rabattant régulièrement le faisceau de manière à tenir compte de l'incidence de l'axe de l'avion afin d'éclairer en permanence la piste. En d'autres termes, au cours de cette phase de décollage, jusqu'à la phase aérienne, l'angle formé par le système d'éclairage par rapport à l'axe général de l'avion augmente 15 régulièrement. En outre, en se référant aux figures 3 et 4, en fin d'atterrissage (figure 3), puis lors du roulage sur les voies de circulation (« Taxiways »), c'est-à-dire lorsque l'avion quitte la piste (figure 4), l'éclairage doit être rabattu vers le bas afin de minimiser autant que 20 possible la lumière au dessus de l'horizon, afin d'éviter les risques d' éblouissement. Horizontalement, la distribution lumineuse est modifiée de manière à éclairer les abords de l'avion, devant le cockpit et les ailes, et environ une centaine de mètres au-delà.

25 Au cours de cette phase, le faisceau lumineux est caractérisé par un fort étalement horizontal afin d'identifier un obstacle au sol devant le cockpit ou devant les ailes. Une adaptation inverse du faisceau lumineux est également nécessaire lorsque l'avion quitte les voies de circulation pour 30 rejoindre la piste, avant le décollage. On a représenté sur les figures 5, 6a et 6b, un système optique d'éclairage conforme à l'invention permettant d'émettre un faisceau dont les caractéristiques correspondent aux diverses phases de vol et de roulage qui viennent d'être décrites. Il s'agit, en particulier, de 3036099 8 modifier dynamiquement le pointage et l'étalement du faisceau en fonction des phases de vol et de roulage. Comme on le voit sur ces figures, le système d'éclairage, désigné par la référence numérique générale 1, comporte 5 essentiellement un bloc optique 2 comportant une source lumineuse et un dispositif optique et est monté sur un support 3 comportant une partie fixe 4 et une partie mobile 5 sur laquelle est monté un élément configurable du bloc optique. L'ensemble est monté sur un tambour qui vient se monter sur l'emplanture de l'aile et est recouvert d'une 10 surface vitrée qui suit le fuselage de l'avion. Comme cela sera détaillé par la suite, la configuration du faisceau lumineux émis par le système optique peut être modifiée soit en agissant sur l'ensemble du bloc optique, soit en modifiant le positionnement de la source lumineuse ou d'un élément optique du 15 système d'éclairage, ou encore en modifiant la configuration de la source. Toutefois, la modification de l'angle de pointage et de l'étalement du faisceau lumineux est effectuée de manière dynamique au cours de la phase de vol ou de roulage.

20 Pour ce faire, le système d'éclairage est en outre doté d'un ensemble de capteurs incorporés au sein d'une centrale inertielle. En variante, le système d'éclairage comporte des moyens de détection de roulage de l'aéronef utilisant des informations de contact du train d'atterrissage avec le sol. Dans ce cas, le système d'éclairage est 25 capable en outre de recevoir des informations véhiculées sur le bus numérique du réseau de bord indiquant, par exemple, les moments où les trains principaux et le train avant sont en contact avec le sol ou quittent le sol. Bien entendu, on ne sort pas du cadre de l'invention lorsque le système d'éclairage est doté de capteurs incorporés à une 30 centrale inertielle et reçoit en outre des informations véhiculées sur le bus numérique du réseau de bord. Ainsi, en se référant à la figure 7, qui correspond à un mode de réalisation utilisant des capteurs, le système d'éclairage comporte des moyens de détection de phases de vol ou de roulage, référencés 7, qui, 3036099 9 après filtrage mis en oeuvre au sein d'un étage 8 de filtrage, délivrent des informations à une unité centrale de commande 9 traduisant le comportement de l'avion, laquelle pilote le fonctionnement d'un moteur 10 agissant sur le support mobile.

5 L'unité centrale incorpore tous les moyens matériels et logiciels lui permettant d'agir sur la configuration du faisceau lumineux. En particulier, à partir des informations délivrées par les capteurs, combinées le cas échéant, comme indiqué précédemment, avec des informations véhiculées sur le réseau de bord de l'aéronef, 10 concernant par exemple la position du train d'atterrissage ou traduisant une phase de « touché », l'unité centrale 9 détermine la phase de vol, par exemple par comparaison avec des valeurs de seuil d'inclinaison, acquiert les valeurs d'angle de pointage et d'étalement du faisceau lumineux et en déduit la modification à apporter à ces 15 valeurs d'angle de pointage et d'étalement en fonction de phases de vol ou de roulage. Par exemple, après détection de la phase de vol ou de roulage, les valeurs d'angle et d'étalement sont modifiées pour être réglées à des valeurs prédéterminées, stockées en mémoire, correspondant chacune à la phase détectée.

20 Bien entendu, des commandes manipulables par le pilote peuvent également être utilisées pour modifier manuellement, à la demande, la configuration du faisceau lumineux. Les moyens de mesure 7 assurent en premier lieu une mesure de l'inclinaison de l'avion par rapport à l'horizontale absolue.

25 Cette mesure est mise en oeuvre au moyen d'un accéléromètre 7a et d'un gyromètre 7b. L'accéléromètre 7a fournit un angle absolu d'inclinaison de l'avion tandis que le gyromètre 7b fournit une mesure du déplacement angulaire de l'avion pendant une période de temps déterminée.

30 L'accéléromètre et le gyromètre sont intégrés au sein d'une centrale inertielle qui permet de connaître en permanence la position angulaire absolue de l'avion par rapport à l'horizontale.

3036099 10 On notera néanmoins qu'en pratique, l'accéléromètre et le gyromètre présentent tous deux des défauts qui altèrent les mesures et donc les calculs angulaires. En effet, l'accéléromètre 7a est efficace quand le système dont 5 il dépend, c'est-à-dire dont il mesure la variation d'inclinaison, varie lentement, et lorsque les temps de calcul sont lents, c'est-à-dire lorsque la période d'échantillonnage est relativement grande. Le principe de fonctionnement de l'accéléromètre étant de se baser uniquement sur l'accélération de la pesanteur pour calculer un angle 10 par rapport à l'horizontale absolue, il est nécessaire d'éliminer les accélérations externes parasites, comme les vibrations ou les variations brutales de vitesse que subit l'avion pendant la phase d' atterrissage. Le gyromètre, quant à lui, est efficace lorsque le système dont 15 il dépend varie rapidement et lorsque les temps de calcul sont courts, c'est-à-dire lorsque la période d'échantillonnage est relativement faible. L'inconvénient majeur du gyromètre est qu'il est soumis à une dérive gyroscopique. En d'autres termes, le gyroscope délivre une 20 mesure entachée d'une erreur systématique qui, multipliée par un temps, s'accroît au fur et à mesure des estimations d'angle. Il peut également présenter une erreur systématique de décalage (« offset »), indépendante du temps, qui est simple à corriger en appliquant ce même décalage mais de signe opposé à la mesure.

25 Au vu de ce qui précède, les mesures délivrées par l'accéléromètre sont généralement perturbées par les accélérations brusques et les vibrations qui ont, par nature, une fréquence élevée. Les mesures issues du gyromètre sont quant à elles associées à la dérive gyroscopique qui se situe dans le domaine des basses 30 fréquences. Ainsi, chaque capteur délivre des valeurs exploitables soit à hautes fréquences, en ce qui concerne le gyromètre, soit à basses fréquences, en ce qui concerne l'accéléromètre. Les mesures fournies par les deux capteurs sont donc complémentaires.

3036099 11 Ainsi, le filtrage mis en oeuvre par l'étage 8 de filtrage consiste à appliquer à chaque mesure un filtre qui se compose d'un filtre passe-haut et d'un filtre passe-bas. Il s'agit également de corriger, comme indiqué précédemment, l'erreur systématique de décalage.

5 Le filtre passe-haut est appliqué aux mesures issues du gyromètre, tandis que le filtre passe-bas est appliqué aux mesures délivrées par l'accéléromètre. On notera qu'afin d'éviter de perdre des informations, la fréquence de coupure du filtre passe-bas et la fréquence de coupure du filtre passe-haut sont identiques pour les deux 10 filtres. En parallèle, les moyens de mesure 7 mettent en oeuvre une mesure de l'inclinaison du faisceau lumineux émis par le système optique d'éclairage. Les moyens de mesure 7 sont ainsi dotés d'un capteur 7c, constitué soit par un capteur angulaire soit par un capteur 15 de déplacement linéaire. Ces capteurs utilisent un potentiomètre, qui constitue une résistance variable, en forme de couronne dans le cas d'un capteur angulaire. Un tel capteur est avantageusement disposé à l'extrémité de la chaîne mécanique entraînée en rotation par le moteur 10, le faisceau ne pivotant que sur une dizaine de degrés.

20 Bien entendu, on ne sort pas du cadre de l'invention lorsque l'on utilise d'autres types de capteurs, par exemple optiques. De tels capteurs incrémentaux peuvent être placés directement à la sortie du moteur car ils permettent de compter directement le nombre de tours effectués par le moteur. L'avantage d'un tel capteur est qu'il fournit 25 en sortie un signal numérique, évitant ainsi de réaliser l'échantillonnage nécessaire lors de la mise en oeuvre d'un potentiomètre. On pourra également utiliser, en variante, des capteurs à effet Hall. Tout comme les codeurs optiques, de tels capteurs sont 30 avantageux dans la mesure où ils sont sans contact, évitant ainsi d'induire un couple résistant. On pourra également utiliser un capteur angulaire capacitif, également sans contact. Un tel capteur est généralement composé de deux lames de condensateur disposées face à face, à faible distance 3036099 12 l'une de l'autre, et d'une languette orientable venant perturber le champ électrique créé entre les lames en fonction de l'inclinaison mesurée. On va maintenant décrire, en référence aux figures 8 à 16, 5 différents modes de mise en oeuvre des moyens de commande du déplacement du support mobile pour configurer un ou plusieurs éléments configurables du bloc optique en fonction de la phase de vol ou de roulage de l'aéronef. Comme indiqué précédemment, l'élément configurable du bloc 10 optique peut soit être constitué par l'ensemble du bloc optique ou par un élément interne du bloc capable, lorsqu'il est déplacé, de modifier l'angle de pointage et/ou l'étalement du faisceau. En se référant tout d'abord à la figure 8, on voit que le moteur 10 est, dans ce mode de réalisation, lié à un dispositif d'accouplement 15 11 en prise avec un axe A entraîné en rotation par le moteur 10. Le moteur 10 est par exemple constitué par un actionneur motoréducteur. L'axe A est ici en appui sur une butée 12 et est associé à une liaison linéaire annulaire 13 assurant un guidage en rotation de l'axe A. Dans ce mode de réalisation, le capteur 7c de mesure de l'inclinaison du 20 faisceau est constitué par un capteur angulaire. Ce capteur 7c est dès lors placé sur la butée 12. L'axe A est encore associé à un système à vis sans fin 14. L'axe A' de rotation du bloc optique est, quant à lui, en appui sur une butée axiale 15 fixe et est associé à une liaison linéaire 25 annulaire 16 et à une liaison pivot 17 en prise avec une roue 18 qui coopère avec la vis sans fin 14 de sorte qu'une rotation de l'axe A du dispositif d'accouplement 11 provoque un déplacement de la roue 18 et une orientation consécutive du bloc optique. Dans le mode de réalisation de la figure 9, sur lequel on 30 reconnaît le moteur 10 qui entraîne en rotation un axe A du dispositif d' accouplement 11, lui-même associé à des liaisons linéaires annulaires 13 et en appui sur la butée de blocage 12 associée au capteur de mesure 7c, le dispositif d'accouplement 11 est doté d'un système vis/écrou 19 dont l'écrou est lié à un étrier 20 associé à une 3036099 13 biellette 21 liée à la liaison pivot 17 de sorte qu'une rotation de l'axe A provoque, de la même façon, une orientation de l'axe A' de rotation du bloc optique. Ainsi, en se référant aux figures 10 et 11, ces modes de 5 réalisation permettent de provoquer la rotation de l'ensemble du bloc optique en fonction des angles d'inclinaison de l'avion et de l'inclinaison du faisceau. A partir d'une position initiale (figure 10), on voit qu'une rotation de l'ensemble du bloc optique, schématisé ici par une source S 10 placée dans un réflecteur R et associée à un dispositif optique D, provoque une modification consécutive de l'angle de pointage du faisceau lumineux F. En se référant à la figure 12, il est également possible, en variante, de procéder à un décalage de la source S par rapport au 15 réflecteur R pour provoquer une modification consécutive des caractéristiques du faisceau lumineux F. En se référant à la figure 13, on peut encore provoquer une rotation du seul réflecteur R pour provoquer une modification de l'angle de pointage du faisceau F.

20 Comme visible sur la figure 14, il est encore possible de provoquer une translation de la glace G ou vitre de protection du bloc optique pour adapter le faisceau lumineux aux phases de vol ou de roulage de l'avion. Enfin, dans le mode de réalisation des figures 15 et 16, la 25 source lumineuse est constituée par un ensemble de diodes électroluminescentes, telles que 22. Dans la configuration visible sur la figure 15, seule la diode L située sur l'axe optique du dispositif optique est activée. Comme on le voit sur la figure 16, en procédant à l'allumage sélectif d'une diode 30 électroluminescente décalée par rapport à l'axe optique du système optique d'éclairage, on peut procéder à une modification consécutive de l'angle de pointage du faisceau lumineux F. Bien entendu, dans le mode de réalisation des figures 15 et 16, l'unité centrale, qui dans les modes de réalisation décrits 3036099 14 précédemment se charge de provoquer le déplacement de l'ensemble du bloc optique ou d'un élément configurable de ce bloc optique, assure ici le pilotage de l'éclairage sélectif des diodes électroluminescentes, en fonction des phases de vol ou de roulage 5 détectées. L'élément configurable du bloc optique peut avantageusement être constitué, comme indiqué précédemment, par le réflecteur du bloc optique ou par un dispositif optique, tel qu'une glace ou une vitre de protection. Il peut encore s'agir du bloc optique lui-même ou de la 10 source lumineuse elle-même. On notera enfin que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrit précédemment. En effet, dans les exemples de réalisation décrits, le moteur 10 est constitué par un actionneur motoréducteur. Il peut encore s'agir 15 d'un électro-aimant ou tout autre élément capable d'assurer le déplacement du bloc optique ou de son élément configurable.

Claims (6)

1. REVENDICATIONS1. Système optique d'éclairage pour aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un bloc optique configurable selon les phases de vol ou de roulage de l'aéronef pour émettre un faisceau lumineux (F) dont les caractéristiques dépendent desdites phases de vol ou de roulage, et en ce qu'il comporte un ensemble de diodes électroniques luminescentes (22), actionnables sélectivement selon les phases de vol ou de roulage.
2. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de détection (7) des phases de vol ou de roulage de l'aéronef et des moyens (9) pour modifier les caractéristiques du faisceau lumineux émis en fonction des phases détectées.
3. 3. Système selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de détection comportent des moyens (7a, 7b) de mesure de l'assiette de l'aéronef.
4. 4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens de mesure de l'assiette de l'aéronef comportent au moins un capteur de type accéléromètre ou gyromètre et de préférence un accéléromètre et un gyromètre, associé à des moyens de filtrage.
5. 5. Système selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que les moyens de détection comportent un capteur (7c) de mesure de l'inclinaison du faisceau lumineux par rapport à un axe de l'aéronef.
6. 6. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que les moyens de détection utilisent des informations de contact du train d'atterrissage de l'aéronef avec le sol.