FR3049076A1 - Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur - Google Patents
Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur Download PDFInfo
- Publication number
- FR3049076A1 FR3049076A1 FR1658049A FR1658049A FR3049076A1 FR 3049076 A1 FR3049076 A1 FR 3049076A1 FR 1658049 A FR1658049 A FR 1658049A FR 1658049 A FR1658049 A FR 1658049A FR 3049076 A1 FR3049076 A1 FR 3049076A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- aircraft
- follower
- vortices
- follower aircraft
- processor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 22
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 8
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 6
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 6
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000003094 perturbing effect Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
- G05D1/104—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft involving a plurality of aircrafts, e.g. formation flying
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
L'invention concerne un procédé de contrôle de la trajectoire d'un aéronef suiveur (20) par rapport à la trajectoire d'un aéronef meneur (10) générant des tourbillons (14a-b), le procédé comportant les étapes consistant : - à recueillir des données relatives à l'aéronef meneur (10) et à l'aéronef suiveur (20), - à estimer, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons (14a-b), - à calculer un écart entre une position actuelle de l'aéronef suiveur et une position à atteindre pour l'aéronef suiveur, la position à atteindre correspondant à une position où l'aéronef suiveur (20) utilise au mieux l'effet des tourbillons (14a-b), - à déterminer des commandes à appliquer à des gouvernes de l'aéronef suiveur (20) pour annuler l'écart ainsi calculé, - à commander les gouvernes de l'aéronef suiveur (20) selon les commandes ainsi déterminées, et - à boucler sur l'étape consistant à recueillir. Un tel procédé permet d'optimiser la position de l'aéronef suiveur par rapport aux tourbillons de l'aéronef meneur.
Description
PROCEDE DE CONTROLE D’UN AERONEF SUIVEUR PAR RAPPORT A DES TOURBILLONS GENERES PAR UN AERONEF MENEUR
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un procédé de contrôle d’un aéronef suiveur permettant d’estimer les coefficients des moments générés sur un aéronef suiveur par des tourbillons générés par un aéronef meneur et de commander le positionnement de l’aéronef suiveur par rapport à ces tourbillons, ainsi qu'un aéronef suiveur pour lequel un tel procédé de contrôle est mis en œuvre.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
Un aéronef en vol génère dans son sillage deux tourbillons, avec un tourbillon partant de chacune de ses ailes du fait de la différence de pression entre l’intrados et l’extrados de l’aile, et de la déflexion de l’écoulement d’air vers le bas qui en résulte.
Ces tourbillons sont des tourbillons contrarotatifs et sont caractérisés par un champ de vent globalement ascendant à l’extérieur des tourbillons et globalement descendant entre les tourbillons. A partir des ailes, les tourbillons tendent d’abord à se rapprocher l’un de l’autre, puis à maintenir une distance plus ou moins constante entre eux tout en perdant de l’altitude par rapport à l’altitude à laquelle ils ont été générés.
Du fait de cette configuration des tourbillons, il est intéressant, pour un aéronef suiveur qui suit l’aéronef meneur générant les tourbillons, de pouvoir profiter des vents ascendants afin de réduire sa consommation de carburant.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un objet de la présente invention est de proposer un procédé de contrôle qui permet d’estimer les coefficients des moments générés sur un aéronef suiveur par des tourbillons générés par un aéronef meneur afin de contrôler la trajectoire de l’aéronef suiveur dans lequel est implanté un tel procédé de contrôle afin de pouvoir bénéficier des vents ascendants des tourbillons générés par l’aéronef meneur. A cet effet, est proposé un procédé de contrôle de la trajectoire d’un aéronef, dit aéronef suiveur, présentant un processeur et un système de navigation, par rapport à la trajectoire d’un aéronef, dit aéronef meneur, situé devant l’aéronef suiveur et générant des tourbillons, le procédé de contrôle comportant : - une étape de recueil au cours de laquelle le processeur recueille des données relatives à l’aéronef meneur et à l’aéronef suiveur, - une étape d’estimation au cours de laquelle le processeur estime, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons, - une étape de calcul au cours de laquelle le processeur calcule, à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs ainsi estimés, un écart entre une position actuelle de l’aéronef suiveur et une position à atteindre pour l’aéronef suiveur, la position à atteindre correspondant à une position prédéterminée où l’aéronef suiveur utilise au mieux l’effet de tourbillons, - une étape de détermination au cours de laquelle le système de navigation détermine des commandes à appliquer à des gouvernes de l’aéronef suiveur pour annuler l’écart ainsi calculé, - une étape de commande au cours de laquelle le système de navigation commande les gouvernes de l’aéronef suiveur selon les commandes ainsi déterminées, et - un bouclage sur l’étape de recueil.
Un tel procédé permet ainsi à l’aéronef suiveur de maintenir sa position en fonction des tourbillons générés par l’aéronef meneur afin de pouvoir bénéficier des vents ascendants tout en mettant à jour régulièrement les données relatives à l’aéronef meneur.
Avantageusement, le coefficient de moments de roulis Qg est donné par la formule
où Ci est un terme d’inertie, Ciaero est un terme aérodynamique, et Cisurf est un terme de surfaces de contrôle. L’invention propose également un aéronef, dit aéronef suiveur, comportant un système de navigation et un processeur, le processeur étant configuré pour : - recueillir des données relatives à un aéronef, dit aéronef meneur, situé devant l’aéronef suiveur et générant des tourbillons, ainsi que des données relatives à l’aéronef suiveur, - estimer, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons, - calculer, à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs ainsi estimés, un écart entre une position actuelle de l’aéronef suiveur et une position à atteindre pour l’aéronef suiveur, la position à atteindre correspondant à une position où l’aéronef suiveur utilise au mieux l’effet des tourbillons, - transmettre l’écart au système de navigation, et le système de navigation étant configuré pour : - recevoir l’écart ainsi transmis, - déterminer des commandes à appliquer à des gouvernes de l’aéronef suiveur pour annuler l’écart, - commander les gouvernes de l’aéronef suiveur selon les commandes ainsi déterminées.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels : la Fig. 1 montre une vue de dessus d’un exemple de navigation entre un aéronef meneur et un aéronef suiveur selon l’invention, la Fig. 2 représente l’architecture d’un système de contrôle d’un aéronef mettant en œuvre un procédé de contrôle selon l’invention, la Fig. 3 est un organigramme d’un procédé de contrôle selon l’invention, la Fig. 4 est une vue de derrière de l’aéronef suiveur et des tourbillons générés par l’aéronef meneur, et la Fig. 5 montre la relation entre le coefficient de moment de roulis et les distances latérales.
EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION
La Fig. 1 montre en vue de dessus un aéronef meneur 10 avec deux ailes 12a-b qui est en vol et qui génère au niveau de chacune des ailes 12a-b, un tourbillon 14a-b (respectivement bâbord - tribord) représenté par son centre.
La Fig. 1 montre également un aéronef suiveur 20 selon l’invention qui suit l’aéronef meneur 10 et qui comporte un système de contrôle 50 permettant la mise en œuvre d’un procédé de contrôle qui est décrit ci-après.
Les positions de l’aéronef meneur 10 et de l’aéronef suiveur 20 sont, de préférence, déterminées dans un repère géographique (latitude, longitude, altitude) et relevées par un GPS du système de navigation de l’aéronef correspondant, mais un autre repère peut également être utilisé et il faut alors mettre en œuvre des changements de repère.
Localement et par convention, on appelle X l'axe longitudinal du fuselage de l’aéronef 10, 20 orienté positivement dans le sens d'avancement de l'aéronef et passant par le centre de gravité de l’aéronef 10, 20, on appelle Y l'axe horizontal qui passe par le centre de gravité de l’aéronef 10, 20 et qui est horizontal, et Z l'axe vertical qui passe par le centre de gravité de l’aéronef 10, 20 et qui est vertical, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre elles et formant un repère orthonormé ayant pour origine le centre de gravité O.
La Fig. 1 montre également la trajectoire géographique 30 de l’aéronef meneur 10.
En référence avec la Fig. 2, le système de contrôle 50 comprend, reliés par un bus de communication 51: un processeur 52 ou CPU (« Central Processing Unit » en anglais), une mémoire vive RAM 53 (« Random Access Memory » en anglais), une mémoire morte ROM 54 (« Read Only Memory » en anglais), une unité de stockage 55 telle qu’un disque dur ou un lecteur de support de stockage, au moins une interface de communication 56, permettant au système de contrôle 50 de communiquer avec des modules extérieurs, tels que des modules de commande des gouvernes de l’aéronef suiveur 20, un système de navigation, une base de données, un récepteur de données, des capteurs.
Le processeur 52 est capable d’exécuter des instructions chargées dans la RAM 53 à partir de la ROM 54, de l’unité de stockage 55, d’une mémoire externe (non représentée), d’un support de stockage (tel qu’une carte SD), ou d’un réseau de communication. Lorsque l’équipement est mis sous tension, le processeur 52 est capable de lire de la RAM 53 des instructions et de les exécuter. Ces instructions forment un programme d’ordinateur causant la mise en œuvre, par le processeur 52, de tout ou partie des algorithmes et étapes du procédé de contrôle décrits ci-après.
Tout ou partie des algorithmes et étapes du procédé de contrôle décrits ci-après peuvent être implémentés sous forme logicielle par exécution d’un ensemble d’instructions par une machine programmable, par exemple un DSP (« Digital Signal Processor » en anglais) ou un microcontrôleur, ou être implémenté sous forme matérielle par une machine ou un composant dédié, par exemple un FPGA (« Field-Programmable Gâte Array » en anglais) ou un ASIC (« Application-Specific Integrated Circuit » en anglais).
La Fig. 3 montre les étapes d’un procédé de contrôle 500 de la trajectoire de l’aéronef suiveur 20 par rapport à la trajectoire de l’aéronef meneur 10 et des tourbillons 14a-b générés par l’avion meneur 10 et qui comporte : - une étape de recueil 502 au cours de laquelle le processeur 52 recueille des données relatives à l’aéronef suiveur 20 et à l’aéronef meneur 10, - une étape d’estimation 504 au cours de laquelle le processeur 52 estime, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons 14a-b, - une étape de calcul 506 au cours de laquelle le processeur 52 calcule, à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs ainsi estimés, un écart entre une position actuelle de l’aéronef suiveur 20 et une position à atteindre pour l’aéronef suiveur 20, la position à atteindre correspondant à une position prédéterminée que l’aéronef suiveur 20 doit occuper pour utiliser au mieux l’effet des tourbillons 14a-b, cette position à atteindre étant également appelée position désirée, - une étape de détermination 508 au cours de laquelle un système de navigation de l’aéronef suiveur 20 détermine les commandes à appliquer aux gouvernes de l’aéronef suiveur 20 pour annuler l’écart ainsi calculé et ainsi approcher l’aéronef suiveur 20 de la position désirée, et - une étape de commande 510 au cours de laquelle le système de navigation commande les gouvernes de l’aéronef suiveur 20 selon les commandes ainsi déterminées.
Le but est d’utiliser au mieux le tourbillon 14a-b, ce qui correspond globalement à une conciliation entre une réduction de la consommation de carburant visée et les impacts non-désirés de la turbulence de sillage sur l’aéronef suiveur 20 et pouvant créer un inconfort des passagers.
Après l’étape de commande 510, le procédé de contrôle 500 boucle (512) sur l’étape de recueil 502 afin que les calculs postérieurs s’appuient sur des données actualisées et pour garantir que l’aéronef suiveur 20 suive toujours une trajectoire optimisée. L’étape de recueil 502 consiste à recueillir les données nécessaires aux calculs qui doivent être effectués au cours des étapes postérieures. Ces données peuvent être disponibles dans une base de données de l’aéronef suiveur 20 ou mesurées par des capteurs présents sur l’aéronef suiveur 20. Les données relatives à l’aéronef meneur 10 peuvent être issues d’une base de données de l’aéronef suiveur 20, d’une transmission de données reçues de l’aéronef meneur 10 ou de tout autre moyen approprié.
Ces données sont :
Ixx : le moment d’inertie autour de l’axe X de l’aéronef suiveur 20,
Izz : le moment d’inertie autour de l’axe Z de l’aéronef suiveur 20,
Ixz : le produit d’inertie autour des axes X, Z de l’aéronef suiveur 20, p, r : les accélérations de roulis et de lacet de l’aéronef suiveur 20, q : la pression dynamique qui s’exerce sur la voilure de l’aéronef suiveur 20, S : la surface aérodynamique de référence de l’aéronef suiveur 20, ici la surface de la voilure de l’aéronef suiveur 20, b : l’envergure de l’aéronef suiveur 20, β : l’angle de dérapage de l’aéronef suiveur 20, p : la vitesse de roulis de l’aéronef suiveur 20, VF : la vitesse vraie de l’aéronef suiveur 20, r : la vitesse de lacet de l’aéronef suiveur 20,
Cip : le gradient aérodynamique de roulis dû au dérapage de l’aéronef suiveur 20,
Cip : le gradient aérodynamique de roulis dû à la vitesse de roulis de l’aéronef suiveur 20,
Cfr : le gradient aérodynamique de roulis dû à la vitesse de lacet de l’aéronef suiveur 20,
Cnp : le gradient aérodynamique de lacet dû au dérapage de l’aéronef suiveur 20, Cnp : le gradient aérodynamique de lacet dû à la vitesse de roulis de l’aéronef suiveur 20,
Cnr : le gradient aérodynamique de lacet dû à la vitesse de lacet de l’aéronef suiveur 20,
Nail : le nombre d’ailerons de l’aéronef suiveur 20,
Nsp : le nombre de spoilers de l’aéronef suiveur 20,
Nrud : le nombre de gouvernes de direction de l’aéronef suiveur 20,
Cisa,i : l’efficacité aérodynamique en roulis due à la déflection de l’aileron i de l’aéronef suiveur 20,
CiôsP,i : l’efficacité aérodynamique en roulis due à la déflection du spoiler i de l’aéronef suiveur 20,
Ci5r,i : l’efficacité aérodynamique en roulis due à la déflection de la gouverne de direction i de l’aéronef suiveur 20, C„A;i i : l’efficacité aérodynamique en lacet due à la déflection de l’aileron i de l’aéronef suiveur 20,
Ciiôsp i : l’efficacité aérodynamique en lacet due à la déflection du spoiler i de l’aéronef suiveur 20,
Cnôr i : l’efficacité aérodynamique en lacet due à la déflection de la gouverne de direction i de l’aéronef suiveur 20, ôai : la déflection de l’aileron numéro i de l’aéronef suiveur 20, ôspi : la déflection du spoiler numéro i de l’aéronef suiveur 20, ôri : la déflection de la gouverne numéro i de l’aéronef suiveur 20, bL : l’envergure de l’aéronef meneur 10, mL : la masse de l’aéronef meneur 10, VL : la vitesse vraie de l’aéronef meneur 10, p : la densité de l’air, g : la pesanteur, Έ : la corde aérodynamique moyenne de l’aéronef suiveur 20, c(l) : la corde en un point localisé au niveau de la corde aérodynamique moyenne et situé à une distance 1 de l’axe X de l’aéronef suiveur 20, 1 : la distance entre un point sur la voilure de l’aéronef suiveur 20 au niveau de la corde aérodynamique moyenne et le milieu de la voilure au même niveau, dl : l’élément de longueur de la voilure ΔΖ de l’aéronef suiveur 20,
Cza : le gradient de coefficient de portance par rapport à l’incidence de l’aéronef suiveur 20, et ai : l’incidence locale sur la voilure de l’aéronef suiveur 20. L’étape d’estimation 504 consiste à utiliser des équations analytiques et des modèles tabulés ou venant de bases de données pour estimer la turbulence. Pour ce faire, un modèle de référence est utilisé. Ce modèle de référence comporte : - des termes d’inertie Ci et Cn qui peuvent être calculés par exemple par les formules :
et
- des termes aérodynamiques Ciaero et Cnaero qui peuvent être calculés par exemple par les formules : et
- des termes de surfaces de contrôle Cisurf et Cnsurf qui peuvent être calculés par exemple par les formules : et
Le modèle de référence permet alors de déterminer les coefficients des moments latéraux perturbateurs de roulis Cig et de lacet Cng qui sont calculés en retranchant la contribution des termes aérodynamiques et de surfaces de contrôle aux termes d’inertie, ce qui correspond aux formules : et
La relation entre le moment de roulis et le coefficient de moment de roulis est par exemple :
Mi : Moment de roulis (N.m), p: la densité de l’air (kg/m3), V : la vitesse de l’air (m/s), S : la surface de référence (m2), 1: le bras de levier (m),
Ci : le coefficient de moment de roulis (SU), q: la pression dynamique (Pa). L’étape de calcul 506 consiste à déterminer l’écart entre la position actuelle de l’aéronef suiveur 20 et la position à atteindre pour l’aéronef suiveur 20 à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs estimés précédemment.
La Fig. 4 montre l’aéronef suiveur 20 et les tourbillons 14a-b de l’aéronef meneur 10.
La variable ΔΥ est la distance latérale et la variable ΔΖ est la distance verticale et elles définissent l’écart entre la position actuelle de l’aéronef suiveur 20 et la position actuelle du centre du tourbillon 14b le plus proche.
Comme cela est expliqué ci-après, on cherche d’abord à déterminer ΔΥ et ΔΖ, la position à atteindre, et enfin l’écart entre la position actuelle et la position à atteindre.
Dans la mesure où le coefficient de moment de roulis Qg présente une plus grande amplitude que le coefficient de moment de lacet Cng au voisinage d’un tourbillon 14a-b, on utilise une relation faisant intervenir le coefficient de moment de roulis Cig.
Le coefficient de moment de roulis Cig s’obtient en intégrant le moment latéral local généré par la portance locale le long de la voilure et la portance locale est liée à l’incidence locale de l’écoulement aérodynamique local sur la voilure. Ceci se traduit par l’équation :
En aérodynamique des tourbillons de sillage, le champ de vent, globalement ascendant à l’extérieur des tourbillons en fonction de la circulation Γο de l’air dans les tourbillons, est donné par la formule :
où bv est la distance séparant les deux tourbillons 14a-b générés par l’aéronef meneur 10 et qui est donnée par la formule
:
La circulation Γο de l’air dans les tourbillons de sillage est calculée à partir de données de l’avion meneur 10 selon la formule :
L’effet d’un tourbillon à une distance ‘R’ du centre du tourbillon est donné par exemple par le modèle Burnham-Hallock qui constitue un modèle de décroissance spatiale de la circulation et qui est donné par la formule :
où Rc représente le rayon de cœur du tourbillon et fait partie des paramètres du modèle déterminés de manière empirique et prenant typiquement la valeur
La relation liant la vitesse ascendante du tourbillon et la circulation est donnée par la formule :
En faisant une approximation aux petits angles, le champ spatial des incidences locales est défini par la formule :
Le coefficient de moment de roulis a l’expression spatiale suivante :
La Fig. 4 montre que la distance ‘R’ dépend de la distance latérale ΔΥ et de la distance verticale ΔΖ de l’avion suiveur 20 par rapport au tourbillon ici 14b, de son attitude latérale φ et de la position ‘1’ du point considéré sur la voilure. L’intégration sur toute la voilure permet donc d’obtenir la relation désirée entre le coefficient de moment de roulis généré par le tourbillon 14b et la position de l’avion suiveur 20 par rapport audit tourbillon 14b. La relation est ainsi donnée par la formule Clg=f(AY,AZ,cp).
La détermination de ΔΥ et ΔΖ s’effectue à partir de la mesure du coefficient de moment de roulis Cig. Cette détermination peut s’effectuer de différentes manières, soit en adoptant une résolution par valeurs absolues, soit en adoptant une résolution par valeurs relatives.
La Fig. 5 montre la relation entre le coefficient de moment de roulis et les distances latérales ΔΥ et ΔΖ. La Fig. 5 montre les deux tourbillons 14a-b en vue de derrière. La courbe 302 représente la variation du coefficient de moment de roulis en fonction de la distance latérale ΔΥ et la courbe 304 représente la variation du coefficient de moment de roulis en fonction de la distance verticale ΔΖ.
Le point A et le point B sont les points de portance virtuelle maximale et le point C est un point où le coefficient de moment de roulis est nul.
La résolution par valeurs absolues consiste à affecter une valeur de distance latérale ΔΥ à une valeur de coefficient de moment de roulis. A cette fin, l’aéronef suiveur 20 est placé dans une zone dite « bijective » où la relation Clg = f(AY,AZ) est bijective et où l’on considère que cp=0 car on fait une convergence latérale quasi- statique. Ce placement est obtenu par exemple par un modèle de transport de tourbillons. La zone bijective 306 est la zone hachurée qui se situe au-dessus et à l’extérieur du tourbillon 14b considéré et la limite de la zone bijective 306 se situe lorsque le coefficient de moment de roulis passe par un minimum, ici le point A.
Dans un exemple, le modèle de transport de tourbillons consiste à calculer la vitesse de descente Wv des centres des tourbillons générés par l’aéronef meneur 10, par exemple à partir d’une relation du type :
, où : niL est la masse de l’aéronef meneur 10 (en kg), g est l’accélération de la pesanteur à l’altitude considérée (en m/s2), _o p est la densité de l’air au point de vol de l’aéronef meneur 10 (en kg.m" ),
Vl est la vitesse air vraie de l’aéronef meneur 10 (en m.s"1), bv est l’espacement entre les centres des deux tourbillons (en m), et nz est le facteur de charge vertical subi par l’aéronef meneur 10 (en g). L’espacement bv (en mètres) entre les centres des deux tourbillons peut être calculé par exemple par la relation :
où : b[ est l’envergure de l’aéronef meneur 10 (en mètres).
Dans d’autres modes de réalisation, bv peut être envoyé par l’aéronef meneur 10 à l’aéronef suiveur 20 ou autres.
Les positions des centres des tourbillons au cours du temps sont déterminées des positions de l’aéronef meneur 10 et de la vitesse de descente des tourbillons.
Dans la zone bijective 306, la connaissance du coefficient de moment de roulis Cig permet la détermination sans ambiguïté de la distance latérale ΔΥ et de la distance verticale ΔΖ de l’aéronef suiveur 20 par rapport au tourbillon 14b le plus proche.
La résolution par valeurs relatives consiste à rechercher une distance verticale ΔΖ optimale pour une distance latérale ΔΥ fixée, puis à rechercher une distance latérale ΔΥ avec une distance verticale ΔΖ fixée à la distance verticale ΔΖ optimale.
La recherche de la distance verticale ΔΖ optimale consiste à placer l’aéronef suiveur 20, représenté ici par une croix, loin du tourbillon 14b tout en restant dans sa zone d’influence, et à exploiter la propriété de symétrie du coefficient de moment de roulis par rapport au plan défini par ΔΖ = ΔΖ optimal qui correspond au point de portance virtuelle maximale ‘A’.
Ainsi, pour une distance latérale ΔΥ fixée et en partant par exemple de la zone supérieure du tourbillon 14b, une première valeur du coefficient de moment de roulis Cigi est relevée, ainsi que l’altitude hi correspondante.
Ensuite l’aéronef suiveur 20 descend en altitude et le coefficient de moment de roulis Cig est relevé au cours de cette descente. Au cours de cette descente, le coefficient de moment de roulis Qg augmente puis diminue jusqu’à passer par la même valeur Cigi pour une autre altitude h2 qui est relevée.
Du fait de la symétrie, la distance verticale ΔΖ optimale est calculée comme le milieu du segment [hi, h2] et est donnée par la formule :
La recherche de la distance latérale ΔΥ avec une distance verticale ΔΖ fixée à la distance verticale ΔΖ optimale se base sur un coefficient de moment de roulis lui-même basé sur un modèle et qui s’écrit sous la forme de la formule :
où C%od(AY) est le modèle dépendant de la distance latérale ΔΥ et ‘k’ une constante et est issu du calcul avec C™d(AY) = f(AY,AZ=YZOptimaie,(p=0).
La formule présente donc deux inconnues ‘k’ et ΔΥ et il est alors possible en utilisant un estimateur approprié d’estimer les valeurs de ces deux inconnues en corrélant les variations du coefficient de moment de roulis Cig avec celles de ΔΥ.
Pour ce faire, il faut une mesure de la position de l’aéronef suiveur 20, fournie par exemple par un GPS embarqué et une information de déplacement du tourbillon 14b, fournie par exemple par le modèle de transport de tourbillons décrit ci-dessus. L’introduction de ces éléments dans un estimateur, tel qu’un estimateur de Kalman par exemple, permet d’estimer ΔΥ.
Les équations d’état et de mesure utilisées par un tel estimateur sont données par les formules :
Le point O est considéré comme un point d’origine O correspondant à un point éloigné du tourbillon 14b où le coefficient de moment de roulis est nul.
Selon l’axe latéral, la distance entre le point d’origine O et l’aéronef suiveur 20 est notée Y et la distance latérale ΔΥ correspond à la distance entre l’aéronef suiveur 20 et le centre du tourbillon 14b.
De la même manière, la distance entre le point d’origine O et le point de portance virtuelle maximale ‘A’ est Y0 et la distance entre le point ‘A’ et le centre du tourbillon 14b est ‘d’.
La distance latérale A Y peut alors s’exprimer par la formule : AY = Y0 - Y + d.
La distance ‘d’est connue et ne dépend que de l’envergure de l’aéronef suiveur 20. Cette distance est donc facilement modélisable ou peut être issue d’une base de données.
La distance Ύ’ peut être fournie par exemple par un GPS.
La vitesse latérale Ÿ de l’aéronef suiveur 20 par rapport au point d’origine O peut également être fournie par un système de positionnement comme un GPS.
La vitesse AY est fournie par un modèle de transport de tourbillons. L’estimateur de Kalman permet alors l’estimation de ‘k’ et de ΔΥ.
Ainsi, connaissant la distance latérale A Y et la signature du vortex sur le moment de roulis, la position optimale ‘A’ de l’aéronef suiveur 20 peut être déterminée. A partir de la connaissance de la position à atteindre ‘A’ et de la position actuelle de l’aéronef suiveur 20 par rapport au centre du tourbillon 14b, l’écart entre ces deux positions peut être déterminé pour alimenter le système de navigation au cours de l’étape de détermination 508.
Ainsi, le processeur 52 calcule l’écart et les lois de pilotage et les mouvements de l’aéronef suiveur 20 ainsi commandés tendent à faire converger cet écart vers 0 avec le temps, afin que la position de l’aéronef suiveur 20 coïncide avec la position désirée. L’aéronef suiveur 20 comporte ainsi un processeur 52 configuré pour mettre en œuvre l’étape de recueil 502, l’étape d’estimation 504 et l’étape de calcul 506 ainsi que pour transmettre l’écart au système de navigation qui est configuré pour recevoir l’écart ainsi transmis, et mettre en œuvre l’étape de détermination 508 et l’étape de commande 510.
Le processeur 52 est ainsi configuré pour : - recueillir des données relatives à un aéronef meneur 10 ainsi que des données relatives à l’aéronef suiveur 20, - estimer, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons 14a-b, - calculer, à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs ainsi estimés, un écart entre la position actuelle de l’aéronef suiveur 20 et une position à atteindre pour l’aéronef suiveur 20, - transmettre l’écart au système de navigation, et le système de navigation est configuré pour : - recevoir l’écart ainsi transmis, - déterminer des commandes à appliquer à des gouvernes de l’aéronef suiveur 20 pour annuler l’écart, - commander les gouvernes de l’aéronef suiveur 20 selon les commandes ainsi déterminées.
Le système de navigation et le processeur peuvent être deux éléments distincts ou être combinés en un seul composant.
Les étapes qui consistent à déterminer 508 les commandes et à commander 510 les gouvernes sont des étapes qui sont classiquement mises en œuvre dans un aéronef. Par exemple, lorsqu’une destination à atteindre est entrée dans son système de navigation, le système de navigation calcule la différence entre la destination à atteindre et la position actuelle et la trajectoire à suivre pour atteindre cette destination et donc annuler la différence, ainsi que les commandes à appliquer aux gouvernes pour diriger l’aéronef. L’étape de bouclage 512 permet de mettre à jour régulièrement les différentes données relatives à l’aéronef meneur 10 et à l’aéronef suiveur 20 et donc les différents calculs afin que le système de navigation maintienne l’aéronef suiveur 20 en position pendant que l’aéronef meneur 10 et l’aéronef suiveur 20 se déplacent dans des conditions atmosphériques variables.
Claims (3)
- REVENDICATIONS 1) Procédé de contrôle (500) de la trajectoire d’un aéronef, dit aéronef suiveur (20) présentant un processeur (52) et un système de navigation, par rapport à la trajectoire d’un aéronef, dit aéronef meneur (10) situé devant l’aéronef suiveur et générant des tourbillons, le procédé de contrôle (500) comportant : - une étape de recueil (502) au cours de laquelle le processeur (52) recueille des données relatives à l’aéronef meneur (10) et à l’aéronef suiveur (20), - une étape d’estimation (504) au cours de laquelle le processeur (52) estime, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons (14a-b), - une étape de calcul (506) au cours de laquelle le processeur (52) calcule, à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs ainsi estimés, un écart entre une position actuelle de l’aéronef suiveur (20) et une position à atteindre pour l’aéronef suiveur (20), la position à atteindre correspondant à une position prédéterminée où l’aéronef suiveur (20) utilise au mieux l’effet de tourbillons (14a-b), - une étape de détermination (508) au cours de laquelle le système de navigation détermine des commandes à appliquer à des gouvernes de l’aéronef suiveur (20) pour annuler l’écart ainsi calculé, - une étape de commande (510) au cours de laquelle le système de navigation commande les gouvernes de l’aéronef suiveur (20) selon les commandes ainsi déterminées, et - un bouclage (512) sur l’étape de recueil (502).
- 2) Procédé de contrôle (500) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le coefficient de moments de roulis Qg est donné par la formuleoù Ci est un terme d’inertie, Ciaero est un terme aérodynamique, et Cisurf est un terme de surfaces de contrôle.
- 3) Aéronef, dit aéronef suiveur (20), comportant un système de navigation et un processeur (52), le processeur (52) étant configuré pour : - recueillir des données relatives à un aéronef, dit aéronef meneur (10), situé devant l’aéronef suiveur (20) et générant des tourbillons (14a-b), ainsi que des données relatives à l’aéronef suiveur (20), - estimer, à partir des données ainsi recueillies, des coefficients des moments latéraux perturbateurs générés par les tourbillons (14a-b), - calculer, à partir des coefficients des moments latéraux perturbateurs ainsi estimés, un écart entre une position actuelle de l’aéronef suiveur (20) et une position à atteindre pour l’aéronef suiveur (20), la position à atteindre correspondant à une position où l’aéronef suiveur (20) utilise au mieux l’effet des tourbillons (14a-b), - transmettre l’écart au système de navigation, et le système de navigation étant configuré pour : - recevoir l’écart ainsi transmis, - déterminer des commandes à appliquer à des gouvernes de l’aéronef suiveur (20) pour annuler l’écart, - commander les gouvernes de l’aéronef suiveur (20) selon les commandes ainsi déterminées.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1658049A FR3049076A1 (fr) | 2016-08-30 | 2016-08-30 | Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1658049A FR3049076A1 (fr) | 2016-08-30 | 2016-08-30 | Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3049076A1 true FR3049076A1 (fr) | 2017-09-22 |
Family
ID=57485636
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1658049A Pending FR3049076A1 (fr) | 2016-08-30 | 2016-08-30 | Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3049076A1 (fr) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3079942A1 (fr) * | 2018-04-04 | 2019-10-11 | Airbus Operations | Procede et dispositif de determination de trajectoire vers une position optimale d'un aeronef suiveur par rapport a des vortex generes par un aeronef meneur |
| US10884434B2 (en) | 2017-08-03 | 2021-01-05 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method and device for controlling the path of a following aircraft, with respect to a leading aircraft, in front of the following aircraft, in particular when there is a risk of collision, the leading and following aircraft flying in formation |
| CN115219173A (zh) * | 2022-07-05 | 2022-10-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机机翼疲劳试验随动加载装置及其改进方法 |
| FR3128036A1 (fr) * | 2021-10-13 | 2023-04-14 | Airbus | Systeme d’aide au vol en formation d’aeronefs |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8447443B1 (en) * | 2011-06-21 | 2013-05-21 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Systems and methods for peak-seeking control |
| EP2772817A2 (fr) * | 2013-01-28 | 2014-09-03 | The Boeing Company | Commande de vol en formation |
| WO2016067019A1 (fr) * | 2014-10-30 | 2016-05-06 | Isis Innovation Limited | Procédé et appareil de réglage de traînée sur un véhicule aérien arrière volant derrière un véhicule aérien avant |
-
2016
- 2016-08-30 FR FR1658049A patent/FR3049076A1/fr active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8447443B1 (en) * | 2011-06-21 | 2013-05-21 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Systems and methods for peak-seeking control |
| EP2772817A2 (fr) * | 2013-01-28 | 2014-09-03 | The Boeing Company | Commande de vol en formation |
| WO2016067019A1 (fr) * | 2014-10-30 | 2016-05-06 | Isis Innovation Limited | Procédé et appareil de réglage de traînée sur un véhicule aérien arrière volant derrière un véhicule aérien avant |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10884434B2 (en) | 2017-08-03 | 2021-01-05 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method and device for controlling the path of a following aircraft, with respect to a leading aircraft, in front of the following aircraft, in particular when there is a risk of collision, the leading and following aircraft flying in formation |
| FR3079942A1 (fr) * | 2018-04-04 | 2019-10-11 | Airbus Operations | Procede et dispositif de determination de trajectoire vers une position optimale d'un aeronef suiveur par rapport a des vortex generes par un aeronef meneur |
| US11467607B2 (en) | 2018-04-04 | 2022-10-11 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method and device for controlling trajectory of a follower aircraft |
| FR3128036A1 (fr) * | 2021-10-13 | 2023-04-14 | Airbus | Systeme d’aide au vol en formation d’aeronefs |
| EP4167044A1 (fr) * | 2021-10-13 | 2023-04-19 | Airbus SAS | Système d'aide au vol en formation d'aéronefs |
| CN115219173A (zh) * | 2022-07-05 | 2022-10-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机机翼疲劳试验随动加载装置及其改进方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR3049076A1 (fr) | Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur | |
| FR3053133A1 (fr) | Procede de conversion dynamique d'attitude d'un drone a voilure tournante | |
| FR3067132B1 (fr) | Procede et dispositif de controle de la trajectoire d'un aeronef suiveur par rapport a des vortex generes par un aeronef meneur. | |
| FR3041121A1 (fr) | Procede de controle d'un aeronef suiveur par rapport a des tourbillons generes par un aeronef meneur | |
| CN107257765A (zh) | 自主飞行器的近飞测试演习 | |
| US20130311011A1 (en) | Dynamic limitation of monoblock flight control surfaces inclinations during stall susceptibility conditions | |
| JP2015526726A (ja) | 風ベクトルの推定 | |
| AU2012210185A1 (en) | Dynamic limitation of monoblock flight control surfaces inclinations during stall susceptibility conditions | |
| FR2912991A1 (fr) | Procede et dispositif de reduction dynamique de charges engendrees sur un avion. | |
| US20130335243A1 (en) | Stall Management System | |
| EP3260945A1 (fr) | Drone comprenant des ailes portantes | |
| FR3064606A1 (fr) | Controle d'aeronef optimise par optimisation iterative basee sur un modele | |
| EP3388914A1 (fr) | Procédé de suivi de cible par un drone, programme d'ordinateur, système électronique et drone associés | |
| WO2018214005A1 (fr) | Procédé permettant de commander un véhicule aérien sans pilote agricole, dispositif de commande de vol, et aéronef sans pilote agricole | |
| JP2018020759A (ja) | 航空機の空力角度のための適合フィルタリングシステム | |
| FR2927427A1 (fr) | Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef des effets lateraux engendres par une turbulence. | |
| FR3053460A1 (fr) | Procede et systeme d'assistance pour la detection d'une degradation de la performance des avions | |
| EP2957975B1 (fr) | Procédé et dispositif de commande d'au moins un système de contrôle d'actionneur d'un aéronef, produit programme d'ordinateur et aéronef associés | |
| FR3079942A1 (fr) | Procede et dispositif de determination de trajectoire vers une position optimale d'un aeronef suiveur par rapport a des vortex generes par un aeronef meneur | |
| Davoudi et al. | A hybrid blade element momentum model for flight simulation of rotary wing unmanned aerial vehicles | |
| FR3051586A1 (fr) | Procede permettant d'identifier la proximite d'une turbulence de sillage et de generer un rapport relatif a cette proximite | |
| FR3102856A1 (fr) | Procédé et dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion par analyse de son rotor. | |
| US8340840B2 (en) | Method and device for reducing on an aircraft lateral effects of a turbulence | |
| EP4167044A1 (fr) | Système d'aide au vol en formation d'aéronefs | |
| CN116134294A (zh) | 飞行器尾流感测 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20170922 |