FR3036507A1 - METHOD AND SYSTEM FOR AUTOMATICALLY MANAGING A SELF-PUSHING AIRCRAFT - Google Patents
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Abstract
- Procédé et système de gestion automatique d'une auto-poussée d'un aéronef. - Le système (1) comporte une unité de traitement (3) pour déterminer des ordres de commande d'au moins un moteur de l'aéronef conformément à une loi de commande utilisant la valeur d'au moins un coefficient de pulsation, une unité de surveillance (22) pour déterminer une phase de commande courante correspondant à une phase de capture ou à une phase de suivi, et une unité de surveillance (24) pour déterminer un état de turbulence courant à l'extérieur de l'aéronef, l'unité de traitement (3) comprenant un élément d'adaptation (26) pour adapter au moins la valeur du coefficient de pulsation en fonction de la phase de commande courante et de l'état de turbulence courant, la valeur ainsi adaptée étant utilisée pour déterminer les ordres de commande.- Method and system for automatically managing an autoproach of an aircraft. - The system (1) comprises a processing unit (3) for determining control commands of at least one engine of the aircraft according to a control law using the value of at least one pulse coefficient, a unit monitoring system (22) for determining a current control phase corresponding to a capture phase or a tracking phase, and a monitoring unit (24) for determining a current state of turbulence outside the aircraft, processing unit (3) comprising an adaptation element (26) for adapting at least the value of the pulsation coefficient as a function of the current control phase and the current turbulence state, the value thus adapted being used for determine the order orders.
Description
1 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un procédé et un système de gestion automatique d'une auto-poussée d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. ÉTAT DE LA TECHNIQUE Le système de gestion de l'auto-poussée ou de la poussée automatique (ou auto-manette), de type ATHR (pour « Auto-Thrust », en anglais), d'un aéronef, a pour but d'agir sur l'aéronef pour qu'il maintienne une vitesse de consigne choisie par le pilote ou par un système de gestion de vol, de type FMS (pour « Flight Management System », en anglais), en pilotant les moteurs ou les gouvernes de profondeur de l'aéronef.TECHNICAL FIELD The present invention relates to a method and a system for automatically managing an autopilot of an aircraft, in particular of a transport aircraft. STATE OF THE ART The auto-thrust management system (or auto-throttle), of the ATHR type (for "Auto-Thrust", in English), of an aircraft, aims to act on the aircraft so that it maintains a set speed chosen by the pilot or by a flight management system, of the FMS type (for "Flight Management System", in English), while driving the engines or the control surfaces depth of the aircraft.
La présente invention s'applique plus particulièrement au maintien de la vitesse de consigne via les moteurs. On connaît une architecture générique (avec des retours en écart de vitesse et en dérivée de vitesse) de gestion de l'auto-poussée, qui a été intégrée dans un calculateur de vol de l'aéronef. Elle permet de simplifier l'architecture de la fonction pour en faciliter le réglage. Elle utilise une loi de commande qui comprend deux coefficients K1 et K2 usuels. K1 représente, de façon usuelle, la pulsation du système en boucle fermée et K2 représente, de façon usuelle, l'amortissement. Ces deux coefficients sont à régler pour optimiser le temps de réponse de l'auto- poussée suite à un changement de consigne par le pilote ou le système de gestion de vol. Par exemple, lorsque le pilote fait passer la vitesse de consigne de l'aéronef de 220 noeuds à 280 noeuds, l'auto-poussée en agissant sur les moteurs, doit faire en sorte que, dans une durée prédéterminée, par exemple dans 30 secondes, l'aéronef atteigne la nouvelle vitesse de consigne. Les deux coefficients sont choisis pour atteindre cet objectif.The present invention applies more particularly to the maintenance of the target speed via the motors. There is a generic architecture (with feedback speed differential and speed derivative) self-push management, which has been integrated into a flight computer of the aircraft. It simplifies the architecture of the function for easy adjustment. It uses a control law which includes two usual coefficients K1 and K2. K1 represents, in the usual way, the pulsation of the closed-loop system and K2 represents, in the usual way, the damping. These two coefficients must be adjusted to optimize the response time of the autoload following a setpoint change by the pilot or the flight management system. For example, when the pilot shifts the aircraft's target speed from 220 knots to 280 knots, the autothrust by acting on the engines must ensure that, within a predetermined time, for example in 30 seconds the aircraft reaches the new set speed. Both coefficients are chosen to achieve this goal.
3036507 2 Par ailleurs, en phase d'approche, on augmente généralement les valeurs des coefficients (ou gains) K1 et K2, car cette phase nécessite un suivi de vitesse plus précis. Le réglage de la loi de commande a été optimisé pour les 5 changements de consigne (pendant les 30 secondes de l'exemple précité), mais elle est moins optimisée pour le suivi de consigne (30 secondes après un changement de consigne). Or, le suivi de consigne représente près de 90 % du temps d'une approche et sans doute 95 % en croisière. Cette définition usuelle des gains n'est donc pas optimale, 10 particulièrement en présence de turbulences. EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient.Moreover, in the approach phase, the values of the coefficients (or gains) K1 and K2 are generally increased, since this phase requires a more accurate speed tracking. The setting of the control law has been optimized for the setpoint changes (during the 30 seconds of the aforementioned example), but it is less optimized for the setpoint tracking (30 seconds after a setpoint change). However, the tracking of instructions represents nearly 90% of the time of an approach and probably 95% in cruise. This usual definition of gains is therefore not optimal, especially in the presence of turbulence. DISCLOSURE OF THE INVENTION The object of the present invention is to remedy this drawback.
15 Elle concerne un procédé de gestion automatique d'une auto-poussée d'un aéronef, le procédé comprenant une étape de traitement consistant à déterminer automatiquement des ordres de commande d'au moins un moteur de l'aéronef conformément à au moins une loi de commande utilisant la valeur d'au moins un premier coefficient représentant un coefficient de pulsation, et 20 une étape de transmission automatique des ordres de commande pour qu'ils soient appliqués à l'aéronef, lesdits ordres de commande étant définis pour que, lorsqu'ils sont appliqués à l'aéronef, ce dernier atteigne, pendant une phase de capture, une vitesse de consigne et pour qu'il suive ensuite cette vitesse de consigne pendant une phase de suivi.It relates to a method of automatic management of a self-thrust of an aircraft, the method comprising a processing step of automatically determining control commands of at least one engine of the aircraft in accordance with at least one law using the value of at least a first coefficient representing a pulse coefficient, and a step of automatically transmitting the control commands to be applied to the aircraft, said control commands being defined so that, when they are applied to the aircraft, the latter reaches, during a capture phase, a set speed and that it then follows this set speed during a tracking phase.
25 Selon l'invention : - le procédé comporte de plus : - une première étape de surveillance consistant à déterminer automatiquement une phase de commande courante correspondant à l'une des phases suivantes : la phase de capture et la phase de suivi ; et 30 - une seconde étape de surveillance consistant à déterminer automatiquement un état de turbulence courant déterminant au moins l'absence ou la présence d'une turbulence à l'extérieur de l'aéronef ; et 3036507 3 - l'étape de traitement comprend une sous-étape d'adaptation consistant à adapter automatiquement au moins la valeur du premier coefficient en fonction de la phase de commande courante et de l'état de turbulence courant, la valeur ainsi adaptée étant utilisée pour déterminer les ordres de 5 commande. Ainsi, grâce à l'invention, au moins la valeur du coefficient de pulsation K1 est adaptée à la phase de commande courante (phase de capture ou phase de suivi), ce qui permet de remédier à l'inconvénient précité, en permettant plus précisément de trouver un compromis entre le suivi de la 10 vitesse de consigne, l'agitation (ou variation) moteur et le confort de pilotage, comme précisé ci-dessous. Par ailleurs, de façon avantageuse, la sous-étape d'adaptation consiste à adapter également la valeur d'un second coefficient représentant un coefficient d'amortissement K2 en fonction de la phase de commande 15 courante et de l'état de turbulence courant. Avantageusement : - si la phase de commande courante est la phase de capture, la sous-étape d'adaptation choisit une valeur standard pour ledit premier coefficient (et éventuellement pour ledit second coefficient) ; et 20 - si la phase de commande courante est la phase de suivi et l'état de turbulence correspond à une présence de turbulence, la sous-étape d'adaptation choisit pour ledit premier coefficient (et éventuellement pour ledit second coefficient) au moins une valeur réduite inférieure à ladite valeur standard.According to the invention: the method further comprises: a first monitoring step of automatically determining a current control phase corresponding to one of the following phases: the capture phase and the monitoring phase; and a second monitoring step of automatically determining a current state of turbulence determining at least the absence or presence of turbulence outside the aircraft; and the processing step comprises an adaptation substep consisting of automatically adapting at least the value of the first coefficient as a function of the current control phase and the current turbulence state, the value thus adapted being used to determine the command orders. Thus, thanks to the invention, at least the value of the pulse coefficient K1 is adapted to the current control phase (capture phase or follow-up phase), which makes it possible to remedy the aforementioned drawback, by allowing more precisely to find a compromise between the monitoring of the set speed, the motor agitation (or variation) and the driving comfort, as specified below. Furthermore, advantageously, the adaptation sub-step consists in also adapting the value of a second coefficient representing a damping coefficient K2 as a function of the current control phase and the current turbulence state. Advantageously: if the current control phase is the capture phase, the adaptation sub-step chooses a standard value for said first coefficient (and possibly for said second coefficient); and if the current control phase is the tracking phase and the turbulence state corresponds to a presence of turbulence, the adaptation sub-step chooses for said first coefficient (and possibly for said second coefficient) at least one reduced value less than said standard value.
25 En outre, de façon avantageuse, si la phase de commande courante est la phase de suivi et l'état de turbulence correspond à une absence de turbulence, la sous-étape d'adaptation choisit pour ledit premier coefficient (et éventuellement pour ledit second coefficient) l'une des valeurs suivantes : - la valeur standard ; ou 30 - une valeur dédiée prédéterminée, différente de la valeur standard. Ces caractéristiques permettent d'optimiser le(s) coefficient(s) (ou gain(s)) de loi de commande. En effet, la turbulence et les gradients de vent 3036507 4 sont responsables des variations de vitesse, mais l'augmentation de la variation des moteurs peut générer plus de variations de vitesse. Aussi, on diminue les coefficients dans les conditions turbulentes. Les coefficients sont donc adaptés aux conditions extérieures, et plus particulièrement aux 5 turbulences en présence desquelles les coefficients sont réduits. Par cette diminution du ou des coefficients impliqués, le ou les moteurs sont moins sensibles à la vitesse air de l'aéronef (à laquelle notamment ce ou ces coefficients sont appliqués) et donc ils sont également moins impactés par les turbulences que dans la situation usuelle décrite ci-dessus, ce qui permet de 10 remédier à l'inconvénient précité. Dans un mode de réalisation préféré, la seconde étape de surveillance comprend une sous-étape consistant à déterminer un niveau de sévérité courant d'une turbulence courante, et la sous-étape d'adaptation consiste à adapter au moins la valeur du premier coefficient audit niveau de 15 sévérité courant. Dans ce mode de réalisation préféré, avantageusement, la sous-étape de détermination du niveau de sévérité courant d'une turbulence, consiste à : - déterminer, de façon répétitive, la dérivée d'une vitesse air courante de 20 l'aéronef ; - calculer, à intervalles réguliers, l'écart de la variation de ladite dérivée entre une valeur minimale et une valeur maximale pendant une durée définie entre deux intervalles successifs ; - filtrer les écarts de manière à obtenir une valeur lissée ; et 25 - associer à la valeur lissée obtenue un niveau de sévérité représentant le niveau de sévérité courant de la turbulence. En outre, avantageusement, l'étape de traitement utilise l'un des ensembles (de loi(s)) suivants : - une seule loi de commande, dont les coefficients sont modifiés en fonction 30 de la phase de commande courante et de l'état de turbulence courant ; ou - deux lois, dont l'une est utilisée lors d'une phase de capture et dont l'autre est utilisée lors d'une phase de suivi.Furthermore, advantageously, if the current control phase is the tracking phase and the turbulence state corresponds to an absence of turbulence, the adaptation sub-step chooses for said first coefficient (and possibly for said second coefficient). coefficient) one of the following values: - the standard value; or a predetermined dedicated value, different from the standard value. These characteristics make it possible to optimize the coefficient (s) (or gain (s)) of the control law. In fact, turbulence and wind gradients 3036507 4 are responsible for speed variations, but the increase in engine variation can generate more variations in speed. Also, we reduce the coefficients in the turbulent conditions. The coefficients are therefore adapted to the external conditions, and more particularly to the turbulences in the presence of which the coefficients are reduced. By this reduction of the coefficient or coefficients involved, the engine (s) are less sensitive to the airspeed of the aircraft (to which in particular this or these coefficients are applied) and therefore they are also less impacted by the turbulence than in the usual situation. described above, which overcomes the aforementioned drawback. In a preferred embodiment, the second monitoring step includes a substep of determining a current severity level of a current turbulence, and the substep of adapting is to adjust at least the value of the first coefficient to said level of current severity. In this preferred embodiment, advantageously, the substep of determining the current severity level of a turbulence, consists in: - determining, repetitively, the derivative of a current air speed of the aircraft; calculating, at regular intervals, the variation of the variation of said derivative between a minimum value and a maximum value during a period defined between two successive intervals; - filter the differences so as to obtain a smoothed value; and associating with the smoothed value obtained a severity level representing the current severity level of the turbulence. In addition, advantageously, the processing step uses one of the following sets (of law (s)): a single control law whose coefficients are modified as a function of the current control phase and the current state of turbulence; or - two laws, one of which is used during a capture phase and the other is used during a monitoring phase.
3036507 5 En outre, dans un mode de réalisation particulier : - le procédé comporte une étape d'estimation optimisée de la dérivée de la vitesse EST de l'aéronef, cette étape consistant à calculer la dérivée de la vitesse EST à l'aide de l'expression suivante : 1+ 4.p + 45.p2 26.pr 1 \ 5.p 5 GST (19) ( 1 + 30.p + 45.p 2 e TAS ±1 + 30.p + 45.p2 T GND 1 + 5.p) 1 + 5.pGND dans laquelle : - p représente la variable de Laplace ; - V TAs est une vitesse air courante de l'aéronef ; et - VGND est la dérivée de la vitesse sol courante de l'aéronef ; et 10 - la dérivée de la vitesse EST ainsi calculée est utilisée dans l'étape de traitement pour déterminer les ordres de commande. La présente invention concerne également un système de gestion automatique d'une auto-poussée d'un aéronef, ledit système comportant une unité de traitement configurée pour déterminer automatiquement des ordres 15 de commande d'au moins un moteur de l'aéronef conformément à au moins une loi de commande utilisant la valeur d'au moins un premier coefficient représentant un coefficient de pulsation et un élément de transmission automatique des ordres de commande pour qu'ils soient appliqués à l'aéronef, lesdits ordres de commande étant définis pour que l'aéronef atteigne, pendant 20 une phase de capture, une vitesse de consigne et pour qu'il suive ensuite cette vitesse de consigne pendant une phase de suivi. Selon l'invention : - le système comporte de plus : - une première unité de surveillance configurée pour déterminer 25 automatiquement une phase de commande courante correspondant à l'une des phases suivantes : la phase de capture et la phase de suivi ; et - une seconde unité de surveillance configurée pour déterminer automatiquement un état de turbulence courant déterminant au moins l'absence ou la présence d'une turbulence à l'extérieur de l'aéronef ; et 3036507 6 - l'unité de traitement comprend un élément d'adaptation configuré pour adapter automatiquement au moins la valeur du premier coefficient en fonction de la phase de commande courante et de l'état de turbulence courant, la valeur ainsi adaptée étant utilisée par l'unité de traitement pour 5 déterminer les ordres de commande. Dans un mode de réalisation particulier, le système comporte une unité d'estimation (optimisée) de la dérivée de la vitesse EST de l'aéronef, qui est configurée pour calculer la dérivée de la vitesseGST à l'aide de l'expression suivante : 1+ 4.p + 45.p2 26.p1 \ 5.p 10 GST (P 1 + 30.p + 45.p 2 e TAS ± 1 + 30.p + 45.p2 GND -r ) GND 1+5.p 1+5.p la dérivée de la vitesseGST ainsi calculée étant utilisée par l'unité de traitement pour déterminer les ordres de commande. La présente invention concerne, en outre, un ensemble de mise en oeuvre d'une auto-poussée, qui est pourvu d'un système tel que celui spécifié 15 ci-dessus, ainsi qu'un aéronef, en particulier un avion de transport et notamment un avion de transport militaire, qui est pourvu d'un tel système et/ou d'un tel ensemble. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES 20 Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de gestion 25 automatique d'une auto-poussée, qui illustre un mode de réalisation de l'invention. Les figures 2 et 3 sont les schémas synoptiques d'unités de calcul d'un système de gestion automatique d'une auto-poussée.In addition, in a particular embodiment: the method includes an optimized estimation step of the derivative of the speed EST of the aircraft, this step of calculating the derivative of the speed EST with the aid of the following expression: 1+ 4.p + 45.p2 26.pr 1 \ 5.p 5 GST (19) (1 + 30.p + 45.p 2 e CAS ± 1 + 30.p + 45.p2 T GND 1 + 5.p) 1 + 5.pGND in which: - p represents the Laplace variable; - V TAs is a current air speed of the aircraft; and - VGND is the derivative of the current ground speed of the aircraft; and the derivative of the EST speed thus calculated is used in the processing step to determine the control commands. The present invention also relates to a system for automatically managing an autopilot of an aircraft, said system comprising a processing unit configured to automatically determine control commands of at least one engine of the aircraft in accordance with FIG. minus a control law using the value of at least a first coefficient representing a pulse coefficient and an automatic transmission element of the control commands so that they are applied to the aircraft, said control commands being defined so that the The aircraft reaches, during a capture phase, a set speed and then follows this set speed during a tracking phase. According to the invention: the system further comprises: a first monitoring unit configured to automatically determine a current control phase corresponding to one of the following phases: the capture phase and the tracking phase; and a second monitoring unit configured to automatically determine a current turbulence state determining at least the absence or presence of turbulence outside the aircraft; and the processing unit comprises an adaptation element configured to automatically adapt at least the value of the first coefficient as a function of the current control phase and the current turbulence state, the value thus adapted being used by the processing unit for determining the control commands. In a particular embodiment, the system comprises an estimation unit (optimized) of the derivative of the speed EST of the aircraft, which is configured to calculate the derivative of the speed GST by means of the following expression: 1+ 4.p + 45.p2 26.p1 \ 5.p 10 GST (P 1 + 30.p + 45.p 2 th TAS ± 1 + 30.p + 45.p2 GND -r) GND 1 + 5 .p 1 + 5.p the derivative of the speed GST thus calculated being used by the processing unit to determine the control commands. The present invention further relates to an autopilot implementation assembly, which is provided with a system such as that specified above, as well as an aircraft, particularly a transport aircraft and in particular a military transport plane, which is provided with such a system and / or such an assembly. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES The appended figures will clearly show how the invention can be realized. In these figures, identical references designate similar elements. Fig. 1 is a block diagram of an automatic self-push management system, which illustrates an embodiment of the invention. FIGS. 2 and 3 are block diagrams of calculation units of an automatic self-push management system.
30 DESCRIPTION DÉTAILLÉE 3036507 7 Le système 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d'illustrer l'invention, est un système de gestion automatique d'une auto-poussée (ou auto-manette) d'un aéronef (non représenté), en particulier 5 d'un avion de transport, et notamment d'un avion de transport militaire. Ce système 1 fait partie, de préférence, d'un calculateur (non représenté) de commande de vol (électrique) de l'aéronef. Le système 1 qui est embarqué sur l'aéronef, comporte notamment, comme représenté sur la figure 1 : 10 - une unité de traitement 3 comprenant un élément de calcul 4 qui est configuré pour déterminer automatiquement des ordres de commande du ou des moteurs de l'aéronef conformément à au moins une loi de commande utilisant la valeur de coefficients (ou gains) K1 et K2 ; et - un élément de transmission (ou liaison) 5 pour transmettre automatiquement 15 les ordres de commande déterminés par l'élément de calcul 4, à une unité d'application 11 précisée ci-dessous. Le système 1 fait partie d'un ensemble 6 de mise en oeuvre d'une auto-poussée. Cet ensemble 6 comporte, en plus du système 1, comme représenté sur la figure 1 : 20 - une unité 7 usuelle de génération d'une consigne de vitesse qui est transmise via une liaison 8 au système 1. Cette unité 7 comprend un élément 9 usuel (clavier, écran tactile, boule de commande, ... ) permettant à un pilote de l'aéronef d'entrer une vitesse de consigne et/ou un système 10, notamment un système de gestion de vol de type FMS (pour « Flight 25 Management System », en anglais), permettant de fournir automatiquement une vitesse de consigne ; et - l'unité d'application 11 qui applique automatiquement les ordres reçus du système 1 via la liaison 5 au(x) moteur(s) de l'aéronef. Cette unité d'application 11 est une unité usuelle qui applique, de 30 façon usuelle, les ordres de commande à des éléments des moteurs et elle n'est pas décrite davantage dans la description ci-dessous. Elle peut 3036507 8 notamment correspondre à un calculateur de contrôle d'un moteur de type FADEC (« Full Authority Digital Engine Control » en anglais). L'ensemble 6 comporte également : - un élément 12 usuel pour déterminer ou mesurer, de façon usuelle, la 5 vitesse air courante de l'aéronef, qui est transmise via une liaison 13 au système 1 ; et - un élément 14 usuel pour déterminer, de façon usuelle, la vitesse sol courante de l'aéronef (c'est-à-dire la vitesse de l'aéronef par rapport au sol), qui est transmise via une liaison 15 au système 1.The system 1 shown diagrammatically in FIG. 1 and making it possible to illustrate the invention, is a system for automatic management of an auto-thrust (or autothrottle) of an aircraft (not represented), in particular 5 a transport aircraft, including a military transport aircraft. This system 1 is preferably part of a computer (not shown) control flight (electrical) of the aircraft. The system 1 which is embarked on the aircraft comprises, in particular, as shown in FIG. 1: a processing unit 3 comprising a calculation element 4 which is configured to automatically determine control commands of the engine or engines of the aircraft according to at least one control law using the value of coefficients (or gains) K1 and K2; and a transmission element (or link) for automatically transmitting the control commands determined by the computing element 4 to an application unit 11 specified below. The system 1 is part of an assembly 6 for implementing an auto-boost. This assembly 6 comprises, in addition to the system 1, as shown in FIG. 1: a usual unit 7 for generating a speed command which is transmitted via a link 8 to the system 1. This unit 7 comprises an element 9 conventional (keyboard, touch screen, trackball, ...) allowing an aircraft pilot to enter a set speed and / or a system 10, in particular an FMS-type flight management system (for " Flight 25 Management System ", to automatically provide a set speed; and the application unit 11 which automatically applies the commands received from the system 1 via the link 5 to the engine (s) of the aircraft. This application unit 11 is a usual unit which usually applies control commands to motor elements and is not further described in the description below. It may in particular correspond to a control computer of a FADEC type motor ("Full Authority Digital Engine Control" in English). The assembly 6 also comprises: a usual element 12 for determining or measuring, in the usual way, the current air speed of the aircraft, which is transmitted via a link 13 to the system 1; and a usual element 14 for determining, in the usual way, the current ground speed of the aircraft (that is to say the speed of the aircraft relative to the ground), which is transmitted via a link 15 to the system 1.
10 Les ordres de commande sont déterminés par l'unité de traitement 3 pour que, lorsqu'ils sont appliqués au(x) moteur(s) de l'aéronef via l'unité d'application 11, l'aéronef atteigne (ou capture) tout d'abord, pendant une phase dite de capture présentant une durée prédéterminée, par exemple trente secondes, une vitesse de consigne prise en compte et il suive ensuite 15 cette vitesse de consigne dès qu'elle est atteinte, pendant une phase dite de suivi (qui suit la phase de capture). Le système 1 met donc en oeuvre le maintien de la vitesse de consigne via la commande du ou des moteurs de l'aéronef. La figure 2 permet de présenter un exemple de loi de commande mise 20 en oeuvre par l'élément de calcul 4 de l'unité de traitement 3. Pour ce faire, l'élément de calcul 4 comporte : - un élément de calcul 16 qui calcule la différence entre la consigne de vitesse reçue via la liaison 8 (de l'unité 7) et la vitesse air reçue via la liaison 13 (de l'élément 12) ; 25 - une unité d'estimation 17 pour calculer une dérivée de la vitesse de l'aéronef à partir de la vitesse air reçue via la liaison 13 (de l'élément 12) et de la dérivée de la vitesse sol. Dans ce cas, soit la dérivée de la vitesse sol est calculée par l'élément 14 et transmise par la liaison 15, soit la dérivée de la vitesse sol est calculée par l'unité d'estimation 17 à partir de la vitesse sol 30 reçue via la liaison 15 de l'élément 14 ; - un élément de calcul 18 qui applique à la différence calculée par l'élément de calcul 16, une valeur de gain de la forme K12 ; 3036507 9 - un élément de calcul 19 qui applique à la dérivée estimée de la vitesse reçue de l'unité d'estimation 17, une valeur de gain de la forme 2*K1*K2 ; et - un élément de calcul 20 qui fait la somme des résultats obtenus des éléments de calculs 18 et 19, et qui transmet cette somme à un élément 5 d'adaptation 21. L'élément d'adaptation 21 convertit la valeur (poussée commandée) reçue de l'élément de calcul 20 en un paramètre utilisable par le moteur (puissance, tours par minute par exemple), représentant l'ordre de commande (qui est transmis via la liaison 5 à l'unité d'application).The control commands are determined by the processing unit 3 so that when they are applied to the engine (s) of the aircraft via the application unit 11, the aircraft reaches (or captures ) firstly, during a so-called capture phase having a predetermined duration, for example thirty seconds, a reference speed taken into account and it then follows this set speed as soon as it is reached, during a so-called phase of monitoring (which follows the capture phase). The system 1 therefore implements the maintenance of the set speed via the command of the aircraft engine (s). FIG. 2 shows an example of a control law implemented by the calculation element 4 of the processing unit 3. To do this, the calculation element 4 comprises: a calculation element 16 which calculates the difference between the speed reference received via the link 8 (of the unit 7) and the air speed received via the link 13 (of the element 12); An estimation unit 17 for calculating a derivative of the speed of the aircraft from the air speed received via the link 13 (of the element 12) and the derivative of the ground speed. In this case, either the derivative of the ground speed is calculated by the element 14 and transmitted by the link 15, or the derivative of the ground speed is calculated by the estimation unit 17 from the ground speed received. via the link 15 of the element 14; a calculation element 18 which applies to the difference calculated by the calculation element 16 a gain value of the form K12; A calculation element 19 which applies to the estimated derivative of the speed received from the estimation unit 17 a gain value of the form 2 * K1 * K2; and - a calculation element 20 which is the sum of the results obtained from the calculation elements 18 and 19, and which transmits this sum to a matching element 21. The adaptation element 21 converts the value (controlled thrust) received from the computing element 20 into a parameter usable by the engine (power, revolutions per minute for example), representing the control command (which is transmitted via the link 5 to the application unit).
10 L'élément de calcul 4 utilise donc une loi de commande qui comprend deux coefficients K1 et K2 usuels. K1 représente, de façon usuelle, la pulsation du système en boucle fermée et K2 représente, de façon usuelle, l'amortissement. Le système 1 prévoit de régler ces coefficients pour optimiser le 15 temps de réponse de l'auto-poussée suite à un changement de consigne par le pilote ou à un système de gestion de vol. Pour ce faire, selon l'invention, ledit système 1 comporte, comme représenté sur la figure 1 : - une unité de surveillance 22 qui est configurée pour déterminer 20 automatiquement une phase de commande courante correspondant à l'une des phases suivantes : la phase de capture ou la phase de suivi, et qui transmet cette information à l'unité de traitement 3 via une liaison 23 ; et - une unité de surveillance 24 qui est configurée pour déterminer automatiquement un état de turbulence courant (déterminant au moins 25 l'absence ou la présence d'une turbulence à l'extérieur de l'aéronef), et qui transmet cette information à l'unité de traitement 3 via une liaison 25. De plus, selon l'invention, l'unité de traitement 3 comprend un élément d'adaptation 26 qui est configuré pour adapter automatiquement au moins la valeur du coefficient K1 (pulsation) à la phase de commande courante et à 30 l'état de turbulence courant, reçus des unités de surveillance 22 et 24. La valeur adaptée par l'élément d'adaptation 26 est transmise via une liaison 27 à l'élément de calcul 4 (et notamment aux éléments de calcul 18 et 19 de la 3036507 10 figure 2) qui l'utilise pour déterminer les ordres de commande, par exemple de la manière décrite ci-dessus. Dans un mode de réalisation particulier, l'élément d'adaptation 26 est configuré pour adapter également la valeur du coefficient K2 (amortissement), 5 à la phase de commande courante et à l'état de turbulence courant. Dans la description suivante, on présente uniquement le cas où seul le coefficient K1 est adapté. Bien entendu, dans le cadre de la présente invention, le coefficient K2 pourrait être adapté de façon similaire. Plus précisément : 10 - dans une première situation, lorsque l'unité de surveillance 22 indique que la phase de commande courante est la phase de capture (pour atteindre la vitesse de consigne), l'élément d'adaptation 26 choisit une valeur standard pour ledit coefficient K1, c'est-à-dire une valeur utilisée de façon usuelle ; et - dans une deuxième situation, lorsque l'unité de surveillance 22 indique que 15 la phase de commande courante est la phase de suivi et que l'unité de surveillance 24 indique que l'état de turbulence correspond à une présence de turbulence, l'élément d'adaptation 26 choisit pour ledit coefficient K1 au moins une valeur réduite, qui est inférieure à ladite valeur standard, comme précisé ci-dessous.The calculation element 4 therefore uses a control law which comprises two usual coefficients K1 and K2. K1 represents, in the usual way, the pulsation of the closed-loop system and K2 represents, in the usual way, the damping. The system 1 plans to adjust these coefficients to optimize the auto-thrust response time following a setpoint change by the pilot or a flight management system. To do this, according to the invention, said system 1 comprises, as shown in FIG. 1: a monitoring unit 22 which is configured to automatically determine a current control phase corresponding to one of the following phases: the phase capture or tracking phase, and which transmits this information to the processing unit 3 via a link 23; and a monitoring unit 24 which is configured to automatically determine a current turbulence state (determining at least the absence or presence of turbulence outside the aircraft), and which transmits this information to the aircraft. processing unit 3 via a link 25. In addition, according to the invention, the processing unit 3 comprises an adaptation element 26 which is configured to automatically adapt at least the value of the coefficient K1 (pulsation) to the phase in the current state of turbulence received from the monitoring units 22 and 24. The value adapted by the adaptation element 26 is transmitted via a link 27 to the computing element 4 (and in particular to the 2) which uses it to determine the control commands, for example as described above. In a particular embodiment, the matching element 26 is configured to also adapt the value of the coefficient K2 (damping), 5 to the current control phase and the current turbulence state. In the following description, only the case where only the coefficient K1 is adapted is presented. Of course, in the context of the present invention, the coefficient K2 could be adapted in a similar way. More specifically: in a first situation, when the monitoring unit 22 indicates that the current control phase is the capture phase (to reach the target speed), the adaptation element 26 selects a standard value for said coefficient K1, that is to say a value used in the usual way; and in a second situation, when the monitoring unit 22 indicates that the current control phase is the tracking phase and the monitoring unit 24 indicates that the turbulence state corresponds to a presence of turbulence, adaptation element 26 selects for said coefficient K1 at least one reduced value, which is lower than said standard value, as specified below.
20 En outre, dans une troisième situation, lorsque l'unité de surveillance 22 indique que la phase de commande courante est la phase de suivi et que l'unité de surveillance 24 indique que l'état de turbulence correspond à une absence de turbulence, l'élément d'adaptation 26 choisit pour ledit coefficient K1, en fonction du mode de réalisation prévu : 25 - soit la valeur standard précitée ; - soit une valeur dédiée prédéterminée, différente de cette valeur standard. Cette valeur dédiée peut être différente des valeurs de K1 prévues dans la deuxième situation précitée ou être égale à l'une desdites valeurs. L'élément d'adaptation 26 optimise ainsi le(s) coefficient(s) (ou 30 gain(s)) de loi de commande. En effet, la turbulence et les gradients de vent sont responsables des variations de vitesse, mais l'augmentation de la variation (agitation) des moteurs peut générer plus de variations de vitesse.Furthermore, in a third situation, when the monitoring unit 22 indicates that the current control phase is the tracking phase and the monitoring unit 24 indicates that the turbulence state corresponds to an absence of turbulence, the matching element 26 selects for said coefficient K1, depending on the intended embodiment: either the above-mentioned standard value; or a predetermined dedicated value, different from this standard value. This dedicated value may be different from the values of K1 provided in the second aforementioned situation or be equal to one of said values. The adaptation element 26 thus optimizes the coefficient (s) (or gain (s)) of the control law. In fact, turbulence and wind gradients are responsible for speed variations, but increasing the variation (agitation) of the motors can generate more variations in speed.
3036507 11 Aussi, l'élément d'adaptation 26 prévoit de diminuer les gains dans les conditions turbulentes. Les coefficients sont donc adaptés aux conditions extérieures, et plus particulièrement aux turbulences en présence desquelles ils sont réduits. Par cette diminution du ou des coefficients impliqués, le ou les 5 moteurs sont moins sensibles à la vitesse air de l'aéronef (à laquelle notamment ce ou ces coefficients sont appliqués) et donc ils sont également moins impactés par les turbulences. Le système 1 permet ainsi d'obtenir un bon compromis entre le suivi de la vitesse de consigne, l'agitation moteur et le confort de pilotage. De plus, 10 il permet aux moteurs de l'aéronef de fonctionner à un régime moyen sans trop d'à-coups à accélérer ou décélérer, ce qui pourrait accélérer leur usure. Pour la mise en oeuvre des traitements précités, l'élément de calcul 4 de l'unité de traitement 3 utilise : - soit une seule loi de commande, dont les coefficients (gains) sont modifiés 15 en fonction de la phase de commande courante et de l'état de turbulence courant ; - soit deux lois, dont l'une (conforme de préférence à une loi usuelle, c'est-à-dire avec des coefficients usuels) est utilisée lors de la phase de capture et dont l'autre (à coefficients adaptés) est utilisée lors de la phase de suivi.Thus, the adaptation element 26 provides for reducing the gains in the turbulent conditions. The coefficients are thus adapted to the external conditions, and more particularly to the turbulences in the presence of which they are reduced. By this reduction of the coefficient or coefficients involved, the motor or motors are less sensitive to the air speed of the aircraft (to which in particular this or these coefficients are applied) and therefore they are also less affected by turbulence. The system 1 thus makes it possible to obtain a good compromise between the monitoring of the set speed, the engine agitation and the driving comfort. In addition, it allows the aircraft engines to operate at an average speed without too much jerk to accelerate or decelerate, which could accelerate their wear. For the implementation of the aforementioned processes, the calculation element 4 of the processing unit 3 uses: either a single control law whose coefficients (gains) are modified as a function of the current control phase and current state of turbulence; - or two laws, one of which (in conformity with a usual law, that is to say with usual coefficients) is used during the capture phase and the other (with appropriate coefficients) is used during the follow-up phase.
20 Dans un mode de réalisation préféré, l'unité de surveillance 24 comprend, comme représenté sur la figure 1, un élément 28 configuré pour déterminer un niveau de sévérité courant d'une turbulence courante. Dans ce cas, l'élément d'adaptation 26 est configuré pour adapter la valeur du coefficient K1 (et éventuellement celle du coefficient K2) audit niveau de 25 sévérité courant, déterminé par l'élément 28. Dans ce mode de réalisation préféré, l'élément 28 de détermination du niveau de sévérité courant d'une turbulence, comporte, dans un exemple préféré de réalisation, des éléments (intégrés) pour respectivement : - déterminer, de façon répétitive, la dérivée d'une vitesse air courante, de 30 préférence la vitesse vraie VTAS (« True Air Speed », en anglais) de l'aéronef ; 3036507 12 - calculer, à intervalles réguliers, par exemple toutes les deux secondes, l'écart de la variation de ladite dérivée entre une valeur minimale et une valeur maximale pendant la durée définie entre deux intervalles successifs ; - filtrer les écarts (par exemple à quinze secondes) de manière à obtenir une 5 valeur lissée ; et - associer à la valeur lissée obtenue un niveau de sévérité (par exemple léger, moyen, sévère et extrême) représentant le niveau de sévérité courant de la turbulence. On peut prévoir une variation continue du niveau de sévérité ou bien 10 des valeurs discrètes du niveau de sévérité (représentant par exemple respectivement des turbulences légère, moyenne, sévère et extrême). On peut également prévoir une variation linéaire du coefficient (ou gain) K1 et/ou K2 en fonction du niveau de sévérité de la turbulence. Cette variation linéaire peut être continu sur tout le domaine considéré ou être 15 discrète (avec un certain nombre de valeurs). Dans tous les cas, les valeurs du coefficient considéré varient inversement à celles du niveau de sévérité. Ainsi, si le niveau de sévérité de la turbulence augmente, la valeur utilisée du coefficient baisse pour que la commande soit moins impactée par la turbulence.In a preferred embodiment, the monitoring unit 24 comprises, as shown in FIG. 1, an element 28 configured to determine a current severity level of a current turbulence. In this case, the matching element 26 is configured to adapt the value of the coefficient K1 (and possibly that of the coefficient K2) to said level of current severity, determined by the element 28. In this preferred embodiment, the element 28 for determining the current severity level of a turbulence comprises, in a preferred embodiment, (integrated) elements for respectively: - determining, in a repetitive manner, the derivative of a current air speed, of 30 preferably the true speed VTAS ("True Air Speed" in English) of the aircraft; - calculating, at regular intervals, for example every two seconds, the deviation of the variation of said derivative between a minimum value and a maximum value for the duration defined between two successive intervals; filtering the deviations (for example at fifteen seconds) so as to obtain a smoothed value; and - associating with the smoothed value obtained a severity level (for example light, medium, severe and extreme) representing the current severity level of the turbulence. Continuous variation of the severity level or discrete severity level values (representing, for example, mild, medium, severe and extreme turbulence, respectively) can be provided. It is also possible to provide a linear variation of the coefficient (or gain) K1 and / or K2 as a function of the severity level of the turbulence. This linear variation can be continuous over the entire domain under consideration or be discrete (with a number of values). In all cases, the values of the coefficient considered vary inversely with those of the level of severity. Thus, if the degree of severity of the turbulence increases, the value used of the coefficient decreases so that the control is less impacted by the turbulence.
20 Par ailleurs, pour optimiser la diminution des variations moteur, on peut prévoir un filtrage spécifique pour estimer la dérivée de la vitesse air VEST - Ce filtrage est avantageux lorsqu'il est couplé à l'adaptation des coefficients (ou des gains), telle que précitée, en fonction de la turbulence. Dans ce cadre, dans un mode de réalisation particulier, l'unité 25 d'estimation 17 réalise une estimation optimisée de la dérivée de la vitesse VEST de l'aéronef. Pour ce faire, l'unité d'estimation 17 calcule la dérivée de la vitesse VEST à l'aide de l'expression suivante (exprimée en transformée de Laplace) : r 1+ 4.p+ 45.p2 26.p r 1 \± 5.p VEST p) .1+30.p + 45.p2 e TAS ±1+30.p + 45.p2 GND 1+5.p) 1+5.p GND 30 dans laquelle : 3036507 13 - p représente la variable de Laplace ; - VTAS est la vitesse air courante (reçue via la liaison 13) de l'aéronef ; et VGND est la dérivée de la vitesse sol courante (reçue via la liaison 15) de l'aéronef.Moreover, to optimize the reduction of the motor variations, it is possible to provide specific filtering to estimate the derivative of the airspeed VEST. This filtering is advantageous when it is coupled to the adaptation of the coefficients (or gains), such as as above, depending on the turbulence. In this context, in a particular embodiment, the estimation unit 17 performs an optimized estimation of the derivative of the VEST speed of the aircraft. To do this, the estimation unit 17 calculates the derivative of the speed VEST using the following expression (expressed in Laplace transform): r 1+ 4.p + 45.p2 26.pr 1 \ ± 5.p VEST p) .1 + 30.p + 45.p2 e TAS ± 1 + 30.p + 45.p2 GND 1 + 5.p) 1 + 5.p GND 30 in which: 3036507 13 - p represents the Laplace variable; VTAS is the current air speed (received via link 13) of the aircraft; and VGND is the derivative of the current ground speed (received via link 15) of the aircraft.
5 La dérivée de la vitesse VEST ainsi calculée par l'unité d'estimation 17 est utilisée par l'élément de calcul 4 de l'unité de traitement 3 pour déterminer les ordres de commande. Ce calcul remplace le calcul usuel VEST qui est, généralement, de type : 10 VEST (P) P VTAS ± 5*P 1+5.p 1+5 VGND .p Par rapport à ce mode de calcul usuel, le calcul (ou estimation) optimisé précité, permet de prendre en compte de façon plus importante la contribution de la vitesse sol et de façon moins importante la contribution de la vitesse air. La dérivée de la vitesse estimée est ainsi moins sensible à la 15 vitesse air, et elle est par conséquent moins sensible à des turbulences. Pour ce faire, l'unité d'estimation 17 comporte, comme représenté sur la figure 3 : - un élément de calcul 2 qui applique à la vitesse air reçue via la liaison 13, l'expression suivante (exprimée en transformée de Laplace) : 1+ 4.p + 45.p2 1+30.p+ 45.p2 - un élément de calcul 29 qui applique à la dérivée de la vitesse sol reçue via la liaison 15, l'expression suivante : 26.p 1+30.p+ 45.p2 - un élément de calcul 30 qui fait la somme des résultats reçus des éléments 25 de calcul 2 et 29 ; - un élément de calcul 31 qui applique à la somme reçue de l'élément de calcul 30, l'expression suivante : 1 20 1+5.p 3036507 14 - un élément de calcul 32 qui applique à la dérivée de la vitesse sol reçue via la liaison 15, l'expression suivante : 5.p 1+5.p - un élément de calcul 33 qui fait la somme des résultats reçus des éléments 5 de calcul 31 et 32 de manière à obtenir la valeur précitée de la dérivée de la vitesse (estimée) "EST Cette valeur est transmise via une liaison 34 à l'élément de calcul 19 (figure 2). Le fonctionnement du système 1, tel que décrit ci-dessus, est le 10 suivant. Lors de la mise en oeuvre d'une auto-poussée (activation de l'ensemble 6) : - le système 1 détermine automatiquement, via l'unité de surveillance 22, la phase de commande courante qui correspond à l'une des phases suivantes : la phase de capture de la vitesse de consigne ou la phase de suivi de la 15 vitesse de consigne ; - de plus, le système 1 détermine automatiquement, via l'unité de surveillance 24, l'état de turbulence courant (précisant au moins l'absence ou la présence d'une turbulence à l'extérieur de l'aéronef) et également le cas échéant, de préférence, son niveau de sévérité ; 20 - le système 1 adapte automatiquement, via l'élément d'adaptation 26, au moins la valeur du coefficient K1 (et également éventuellement celle du coefficient K2) en fonction de la phase de commande courante et de l'état de turbulence courant ; et - la ou les valeur(s) ainsi adaptée(s) sont utilisées par l'élément de calcul 4 25 pour déterminer les ordres de commande qui sont ensuite appliqués au(x) moteur(s) de l'aéronef. Par l'adaptation mise en oeuvre par l'élément d'adaptation 26, le système 1 optimise le(s) coefficient(s) (ou gain(s)) de la loi de commande utilisée par l'élément de calcul 4. Les coefficients sont adaptés aux conditions 30 extérieures, et plus particulièrement aux turbulences en présence desquelles ils sont réduits. Par cette diminution du ou des coefficients impliqués, le ou les 3036507 15 moteurs sont moins sensibles à la vitesse air de l'aéronef et donc ils sont également moins impactés par les turbulences. Le système 1, tel que décrit ci-dessus, présente ainsi notamment les avantages suivants : 5 - il permet d'obtenir un bon compromis entre le suivi de la vitesse de consigne, l'agitation (ou variation) moteur et le confort de pilotage ; et - il permet au(x) moteur(s) de fonctionner à un régime moyen sans trop d'à-coups à accélérer ou décélérer, ce qui pourrait accélérer l'usure.The derivative of the VEST speed thus calculated by the estimation unit 17 is used by the calculation element 4 of the processing unit 3 to determine the control commands. This calculation replaces the usual calculation VEST which is, generally, of type: VEST (P) P VTAS ± 5 * P 1 + 5.p 1 + 5 VGND .p Compared to this usual calculation mode, the calculation (or estimation) optimized above, allows to take into account more significantly the contribution of the ground speed and less importantly the contribution of the air speed. The derivative of the estimated velocity is thus less sensitive to air velocity, and is therefore less sensitive to turbulence. To do this, the estimation unit 17 comprises, as represented in FIG. 3: a calculation element 2 which applies to the air speed received via the link 13 the following expression (expressed in Laplace transform): 1+ 4.p + 45.p2 1 + 30.p + 45.p2 - a calculation element 29 which applies to the derivative of the ground speed received via the link 15 the following expression: 26.p 1 + 30. p + 45.p2 - a calculation element 30 which summed the results received from calculation elements 2 and 29; a calculation element 31 which applies to the sum received from the calculation element 30 the following expression: 1 20 1 + 5.p 3036507 14 - a calculation element 32 which applies to the derivative of the ground speed received via link 15, the following expression: 5.p 1 + 5.p - a calculation element 33 which summed the results received from calculation elements 31 and 32 so as to obtain the aforementioned value of the derivative of This value is transmitted via a link 34 to the computing element 19 (FIG. 2) The operation of the system 1 as described above is the following. self-pushing (activation of the assembly 6): - the system 1 automatically determines, via the monitoring unit 22, the current control phase which corresponds to one of the following phases: the capture phase of the set speed or the phase of monitoring the set speed; in addition, the system 1 determines automa only by the monitoring unit 24, the current turbulence state (specifying at least the absence or the presence of a turbulence outside the aircraft) and also, if appropriate, preferably its level. severity; The system 1 automatically adjusts, via the adaptation element 26, at least the value of the coefficient K1 (and possibly also that of the coefficient K2) as a function of the current control phase and the current turbulence state; and the value (s) thus adapted (s) are used by the calculation element 4 to determine the control commands which are subsequently applied to the engine (s) of the aircraft. By the adaptation implemented by the adaptation element 26, the system 1 optimizes the coefficient (s) (or gain (s)) of the control law used by the calculation element 4. The coefficients are adapted to the external conditions, and more particularly to the turbulences in the presence of which they are reduced. By this reduction of the coefficient or coefficients involved, the engine (s) are less sensitive to the air speed of the aircraft and therefore they are also less impacted by turbulence. The system 1, as described above, thus has the following advantages in particular: 5 - it makes it possible to obtain a good compromise between the monitoring of the set speed, the motor agitation (or variation) and the driving comfort ; and - it allows the engine (s) to operate at an average speed without too much jerk to accelerate or decelerate, which could accelerate wear.
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| FR1554397A Pending FR3036507A1 (en) | 2015-05-18 | 2015-05-18 | METHOD AND SYSTEM FOR AUTOMATICALLY MANAGING A SELF-PUSHING AIRCRAFT |
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| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3036507A1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3840200A (en) * | 1973-03-19 | 1974-10-08 | Boeing Co | Turbulence compensated throttle control system |
| FR2435392A1 (en) * | 1978-09-11 | 1980-04-04 | Lockheed Corp | AIRCRAFT CRUISING SPEED CONTROL SYSTEM |
| GB2041571A (en) * | 1979-02-09 | 1980-09-10 | Boeing Co | Shear detection and compensation circuit for aircraft throttle control system |
| US4569021A (en) * | 1978-08-07 | 1986-02-04 | The Boeing Company | Full flight regime autothrottle control system |
| EP0482250A1 (en) * | 1990-10-25 | 1992-04-29 | The Boeing Company | Automatic airspeed control system for airplane autothrottles |
-
2015
- 2015-05-18 FR FR1554397A patent/FR3036507A1/en active Pending
Patent Citations (5)
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