FR3051900A1 - Dispositif et procede de pilotage pour aeronef - Google Patents

Abstract

Dispositif et procédé de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d'un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible, et comprenant en outre quatre antennes GPS A1, A2, A3 et A4, toutes situées sur la peau externe de l'aéronef, l'antenne A1 étant située à l'avant et sur la partie supérieure de l'aéronef, l'antenne A2 étant située à l'arrière et sur la partie supérieure de l'aéronef l'antenne A3 étant située à l'extrémité de l'aile gauche et sur la partie supérieure de l'aile gauche, l'antenne A4 étant située à l'extrémité de l'aile droite et sur la partie supérieure de l'aile droite, un moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaitre à chaque instant, avec une précision métrique, la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, des dites quatre antennes, avec une précision centimétrique la position relative des quatre antennes les unes par rapport aux autres, avec une précision meilleure que le demi-degré, les angles d'assiette et d'inclinaison, avec une précision meilleure que le degré, l'angle de dérive, comprenant en outre un moyen de vérification du bon fonctionnement du système en calculant, à chaque instant, notamment les distances existant entre les dites antennes et comprenant également un moyen de calcul définissant, à chaque instant les valeurs la flexion de la voilure avec une précision centimétrique, un moyen de contrôle de la chaine anémométrique, et un moyen de contrôle de la chaine gyroscopique.

Description

Dispositif et procédé de pilotage pour aéronef

La présente invention concerne un dispositif et un procédé de pilotage pour aéronef.

La présente invention concerne principalement un dispositif et un procédé de pilotage et de navigation utilisant la position absolue précise de quatre points d’un aéronef par rapport à un repère fixe terrestre et la position relative très précise des mêmes quatre points de ce dit aéronef.

Elle concerne particulièrement un dispositif de mesure de la flexion de la voilure d’un aéronef et de la charge aérodynamique portée sur ladite voilure.

Elle concerne également un système de mesure et de contrôle du bon fonctionnement des différents instruments de mesure des paramètres aérodynamiques et géométriques d’un aéronef.

Elle concerne également un système de mesure et de contrôle des flexions et des contraintes stmcturales d’un aéronef

Elle concerne également un système de mesure des paramètres anémométriques d’un mobile par rapport à un écoulement fluide.

Elle concerne les informations vitales de pilotage basées sur uniquement la connaissance des lois de rigidité de l’aéronef, des lois aérodynamiques, et des positions absolues et relatives de quatre points de l’aéronef et éventuellement d’autres paramétres comme la densité de l’air et la masse de carburant.

Elle concerne également la définition de la position angulaire précise notamment pour ce qui concerne l’angle d’assiette, et l’angle d’inclinaison de l’aéronef par rapport à repère terrestre fixe.

Elle concerne également la connaissance et/ou la vérification de données vitales aérodynamiques, telles que la vitesse anémométrique, et/ou l’angle d’incidence aérodynamique et/ou le dérapage. L’invention permet de connaitre avec précision, la valeur précise de la flexion de la voiture d’un aéronef et la valeur exacte de la charge portée sur ladite voilure en tenant compte de la géométrie de l’aéronef et éventuellement de la masse de carburant contenue dans les ailes.

Elle permet également de comparer les mesures directes et indirectes des paramètres aérodynamiques et géométriques d’un aéronef et de prévenir le pilote d’un éventuel dysfonctionnement ou d’une divergence sur les mesures de ces dits paramètres et/ou d’un dysfonctionnement d’au moins un instrument de mesure permettant de déterminer au moins un paramètre aérodynamique et/ou géométrique de l’aéronef.

Elle possède en elle-même le moyen de vérifier son bon fonctionnement.

Elle permet également de connaître précisément la vitesse du vent autour de l’aéronef, notamment la vitesse anémométrique de l’aéronef. L’invention trouve son utilité particulière dans les cas où la connaissance des paramètres aérodynamiques et géométriques d’un aéronef est vitale, notamment la flexion de la voilure et/ou la charge aérodynamique sur ladite voilure, qui sont des paramètres essentiels au pilotage et au contrôle dudit aéronef

Un aéronef comprend en général, un fuselage et au moins une voilure constituée par au moins deux ailes relativement flexibles. Lors de la navigation dudit aéronef, lesdites aües fléchissent. Il est important de connaitre précisément la flexion de cette dite voilure pour déduire directement la charge portée par cette dite voilure ainsi que les contraintes existant dans la structure de cette dite voilure, et enfin, contrôler et vérifier la cohérence de certains paramètres aérodynamiques tels que la vitesse et/ou l’angle d’incidence et/ou la pression statique et/ou la position géométrique de la voilure de façon à prévenir le pilote d’un dysfonctionnement ou d’une divergence des valeurs des paramètres aérodynamiques et géométriques dudit aéronef. Π est également nécessaire de connaitre ou de vérifier, à partir de la valeur de la charge sur la voilure, la vitesse du vent autour de l’aéronef de façon à prévenir le pilote de l’aéronef d’une possibilité de rencontrer une turbulence aérodynamique dans l’atmosphère autour de l’aéronef Π est d’autre part très important, pour piloter un aéronef en toute sécurité et notamment lors d’un vol sans visibilité, de eonnaitre à ehaque instant les valeurs suivantes : l’assiette (angle formé entre l’axe longitudinal aéronef et la projeetion de cet axe longitudinal sur le plan horizontal terrestre) et l’inelinaison (angle de rotation de l’aéronef autour de son axe longitudinal aussi appelé axe de roulis), la position d’un point O de l’aéronef par rapport à un repère fixe terrestre. Π est également important de eonnaitre les dérivées première et seconde (en fonction du temps) de l’assiette, de l’inelinaison et de la position d’un point O de eet aéronef.

Lors du déplaeement d’un aéronef, partieulièrement pendant le vol, la voilure d’un aéronef, généralement flexible, subit les flexions, eisaillements et torsions suite à une charge aérodynamique et massique sur la voilure.

Plusieurs modèles numériques et codes de calculs associés à l’aéronef ont été développés pour déterminer la flexion de la voiture et/ou la charge aérodynamique d’un aéronef pendant le vol. Malheureusement, ces modèles et codes de calculs ne permettent pas ou n’ont pas permis de connaitre avec précision ou de visualiser en temps réel la flexion de la voilure, notamment les mouvements et les positions relatives des ailes en fonction du temps.

De la publication US 3 347 498 est connu un système constitué par trois accéléromètres verticaux, deux sont disposés à chaque extrémité des ailes d’un aéronef et l’autre à l’intersection des axes principaux. Malheureusement, ce système ne montre pas comment déterminer la flexion et/ou la charge de la voilure en fonction du temps, pendant le vol de l’aéronef et de vérifier la cohérence de paramètres aérodynamiques.

De la publication KR 2012 0025 027 est connu un dispositif comprenant au moins un DGPS pour connaitre l’emplacement d’un bateau et pour déterminer avec précision les valeurs de l’emplacement et le mouvement d’un navire, notamment, l’angle de tangage, de roulis dudit navire. Cependant, les antennes GPS dudit dispositif ne sont pas coordonnées entre elles. De plus le dispositif n’est pas adapté à un aéronef du fait de la structure complexe et très différente d’un l’aéronef et ne permet pas de déterminer les paramètres aérodynamiques et géométriques de l’aéronef, notamment la flexion de la voilure et/ou la charge aérodynamique sur ladite voilure.

De la publication US 6 002 362 est connu un système de mesure de position et de commande d’un appareil mobile tel qu’un camion comprenant au moins une antenne GPS susceptible de recevoir un signal GPS et un récepteur GPS relativement immobile, installé dans une position où ses coordonnées géométriques sont connues avec précision. Malheureusement le système est un DGPS et peut donc être écarté de l’état de la technique du domaine technique en cause ici.

Le but principal de la présente invention est donc de fournir un système de mesure précis d’un ou de plusieurs paramètres vitaux de pilotage indépendamment des systèmes classiques qui sont : - les chaînes aérodynamiques basées principalement sur la mesure des pressions totales et des pressions statiques, et éventuellement de la température, englobant également en général les chaînes de mesure d’angle d’incidence et d’altitude qui proviennent principalement des mesures de pression statiques, - les chaînes gyroscopiques qui donnent principalement les angles d’assiette et d’inclinaison et de cap ainsi que le positionnement par rapport à un repère fixe terrestre, et éventuellement les dérivées première et seconde des angles d’assiette, d’inclinaison et de cap et des positions en fonction du temps.

Les systèmes gyroscopiques doivent être de grande précision, notamment pour les aéronefs long-courriers car ces systèmes dérivent dans le temps et ne peuvent être recalés facilement en vol avec grande précision. Leur masse, leur prix et leur coût de maintenance augmentent également fortement avec le niveau de précision requis.

Il est probable qu’en 2020-2022, le coût de possession, la masse, et l’encombrement soient plus faibles pour un système GPS que pour un système gyroscopique.

Il est également probable qu’en 2020-2022 la précision et la fiabilité d’un système GPS, compte tenu du nombre de satellites accessibles (supérieur à 100) soient similaire sinon meilleures que celles obtenues par les systèmes gyroscopiques, notamment pour les aéronefs long-courriers.

Un autre but important de l’invention est de proposer un système qui possède en lui-même les moyens de s’auto-vérifier. En effet les chaînes gyroscopiques et les chaînes aérodynamiques ne peuvent s’auto-vérifier et il est nécessaire de tripler leur nombre pour obtenir une fiabilité correcte.

Un autre but est de pouvoir « panacher » plusieurs technologies pour améliorer la redondance vraie et par la même améliorer la sécurité.

Un autre but est de pouvoir effectuer de nombreuses taches avec un seul système. Le système proposé, objet de l’invention permettra de réaliser plusieurs taches simultanément telles que :

amélioration des données GPS en effectuant par exemple la moyenne des informations fournies par les quatre antennes GPS remplacement d’une chaîne gyroscopique ou vérification des chaînes gyroscopiques afin de confirmer la chaîne donnant des indications correctes notamment en cas de double panne simultanée ou pendant un même vol, remplacement d’une chaîne anémométrique ou vérification des chaînes anémométriques afin de confirmer la chaîne donnant des indications correctes, notamment en cas de double panne simultanée ou pendant un même vol, mesure de la flexion de voilure en tenant compte de la masse de carburant contenue dans la voilure et permettant de limiter les contraintes structurales en fonctions de la flexion de voilure vraie et non pas en fonction de l’accélération seulement. gain de poids, d’encombrement, de prix, de coût de maintenance, de fiabilité, et de sécurité.

En effet pour assurer le niveau désiré de fiabilité des aéronefs, les systèmes actuels de pilotage et de navigation doivent être redondés. Souvent les chaînes de mesure et de calcul sont triplées, pour pouvoir effectuer un « vote » et connaître la donnée erronée à partir des deux données similaires jugées non erronées. Relativement peu fréquent, le cas de double panne simultanée n’est pas prévu et pose de nombreux problèmes de compréhension au pilote. Bien que la probabilité d’un cas de double panne parfaitement simultanée est très faible, le cas de double panne dans un même vol, notamment lors d’un vol long-courrier est plus grande.

Afin d’améliorer encore la sécurité il est nécessaire de concevoir un système fournissant, au moins les informations vitales nécessaires pour conduire en toute sécurité un aéronef, et ceci sans utiliser les systèmes actuels. Ces dites informations vitales étant : la vitesse anémométrique horizontale, l’altitude, le cap géographique l’assiette et/ou l’incidence et/ou l’inclinaison la vitesse verticale, la flexion de voilure

Dans la description qui suit, les termes listés ci-après auront la définition suivante : Référentiel : Système de repérage permettant de situer un solide dans l'espace et dans le temps. Il est idéalement constitué d'un trièdre ou repère spatial, et d'une horloge ou repère temporel. Référentiel prédéfini : Système de repérage idéalement défini, connu avec précision, biunivoque: une liaison où à un élément d'un ensemble correspond un élément et un seul de l'autre ensemble. Exemple pour un x d’un ensemble correspond un élément et un seul y de l’autre ensemble et réciproquement.

Position absolue métrique d’un point d’un aéronef par rapport à un repère fixe : positionnement tridimensionnel précis de ce dit point à un ou quelques mètres près.

Position relative centimétrique d’un point d’un aéronef : positionnement relatif tridimensionnel d’un point de l’aéronef par rapport à un autre point de l’aéronef et/ou positionnement tridimensionnel dans un repère fixe aéronef, ces dits positionnements étant connus à un ou quelques centimètres près. « GPS » : appelé en anglais « Global Postionning System » est un système mondial de positionnement par satellites. Nous engloberons par ce terme les autres systèmes de positionnement satellitaire existants ou en cours de développement : O « GLONASS » : système de positionnement par satellites d'origine soviétique O « GALILEO» : système de positionnement par satellites développé par l'Union européenne dont le déploiement doit s'achever vers 2020. O « BEIDOU » également nommé « COMPASS » est un système de navigation et de positionnement par satellites chinois en cours de déploiement qui devrait devenir complètement opérationnel en 2020.

Vitesse anémométrique : vitesse de l’aéronef par rapport à la masse d’air environnante exprimée généralement en nœuds ou en Mach.

Altitude pression : altitude par rapport à la mer calculée à partir de valeur de pressions statiques.

Incidence anémométrique : angle d’incidence de l’aéronef par rapport à la masse d’air environnante exprimée généralement en degrés, également appelé angle d’attaque ou ineidenee, obtenue en général à partir d’une sonde d’ineidenee.

Vitesse verticale anémométrique : vitesse vertieale de l’aéronef par rapport à la masse d’air environnante exprimée généralement en pieds par minute et obtenue à partir des variations de pressions statiques, dérapage anémométrique : angle de dérapage par rapport à la masse d’air environnante exprimé généralement en degrés, et obtenu à partir d’une sonde de dérapage ou des différences de pressions statiques gauche/droite ou à l’aide d’un fil de laine sur planeurs. Winglet : saumon d’aile eontinuant l’aile vers le haut et/ou vers le bas.

Il est à remarquer, à titre liminaire, que le système GPS n’est pas aujourd’hui suffisamment préeis et fiable pour être utilisé seul eomme moyen de pilotage. Il est toutefois probable qu’à l’horizon 2020-2022, des progrès importants soient réalisés par l’introduction des systèmes européens et chinois ainsi que l’amélioiation des systèmes russes et amérieains. Aujourd’hui une vingtaine de satellites sont utihsés pour calculer les coordonnées de points terrestres ou aériens, mais il est probable que leur nombre dépassera la centaine à l’horizon 2020 ou 2022. La couverture sera donc nettement améliorée. D’autre part les grands aéroports seront pourvus, à cette date, de balises fixes améliorant eonsidérablement la préeision des systèmes GPS pour l’atterrissage et le décollage. Il est donc nécessaire d’anticiper cette avancée technologique quasi-certaine et de mettre au point des systèmes embarqués précis et fiables qui pourront profiter de cette avancée technologique.

Il est important de remarquer que les dimensions d’un aéronef sont faibles par rapport aux distances existant entre les satellites et l’aéronef. En effet l’envergure d’une voilure d’xm aéronef civil gros porteur est de l’ordre de 80 mètres et la longueur de fuselage de 70 mètres environ (pour l’AlRBUS A380 par exemple), alors que la distance entre les satellites et l’aéronef est de l’ordre de 20 000 mètres. D’autre part les erreurs de mesure de temps de vol des ondes électromagnétiques sont dues principalement à des phénomènes atmosphériques. Les rayons électromagnétiques provenant d’un satellite et arrivant sur plusieurs points de l’aéronef subissent les mêmes perturbations. En conséquence les mesures relatives de position entre deux points d’un aéronef sont très précises dans la mesure où les antennes sont « coordonnées ». On estime à un ou quelques centimètres la précision des coordonnées relatives entre deux points d’un aéronef bien que la précision absolue de la mesure soit égale à un ou plusieurs mètres. L’invention parvient à résoudre les problèmes techniques énoncés précédemment en proposant un dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible constituée par une aile gauche AG et une aile droite AD , ledit aéronef A comprenant une partie avant et une partie arrière, une partie supérieure et une partie inférieure, un point O situé sensiblement au centre de l’aéronef, un axe longitudinal OX dirigé vers l’avant de l’aéronef, un axe latéral OY dirigé vers la droite pilote, un axe vertical OZ dirigé vers le haut de l’aéronef, les axes OX, OY, et OZ constituant un repère OXYZ orthogonal lié à l’aéronef, le plan OXZ constituant le plan de symétrie de l’aéronef, le plan OXY constituant le plan dit horizontal de l’aéronef, le plan OYZ séparant la partie avant de la partie arrière de l’aéronef, et une peau externe isolant l’aéronef de l’atmosphère extérieure, comprenant en outre - un cockpit C situé dans l’aéronef A dans lequel se trouve le pilote P, - et une planche de bord PD située dans le cockpit C, où sont situés la plus part des indications permettant au pilote de piloter l’aéronef en toute sécurité, - et au moins une chaine aérodynamique AIRDATA permettant de calculer à chaque instant principalement la vitesse anémométrique, l’altitude pression, l’incidence anémométrique, la vitesse verticale anémométrique, et éventuellement le dérapage anémométrique, - et au moins une chaine gyroscopique CG permettant de connaitre par rapport à un repère fixe terrestre, à chaque instant, principalement l’assiette, l’inclinaison et le cap, ainsi que les coordoimées tridimensionnelles d’au moins un point de l’aéronef par rapport à un repère fixe terrestre, ainsi que les dérivées première et éventuellement seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles. et comprenand en outre quatre antennes GPS Al, A2, A3 et A4, toutes situées sur la peau externe de l’aéronef et sur la partie supérieure de l’aéronef, l’antenne Al étant située à l’avant, l’antenne A2 étant située à l’arrière, l’antenne A3 étant située à l’extrémité de l’aile gauche AG, l’antenne A4 étant située à l’extrémité de l’aile droite AD, un faisceau reliant ces dites quatre antennes GPS à un boitier électronique de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaitre à chaque instant, O avec une précision métrique, les trois coordonnées tridimensionnelles par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes Al, A2, A3, et A4, O avec une précision centimétrique les coordonnées tridimensionnelles des quatre antennes Al, A2, A3, et A4 par rapport à un repère fixe aéronef, et un moyen de calcul MCP établissant, à chaque instant, avec précision la position d’au moins un point de l’aéronef par rapport à un repère fixe terrestre à partir des coordonnées tridimensionnelles métriques des antennes Al et/ou A2 et/ou A3 et/ou A4, et éventuellement établissant, à chaque instant, avec précision les dérivées première et/ou seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles métriques. et un moyen de calcul MCAl établissant, à chaque instant, l’angle d’assiette, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes Al et A2, et un moyen de calcul MCA2 établissant, à chaque instant, l’inclinaison, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A3 et A4, et un moyen de calcul MCA3 établissant, à chaque instant, le cap géographique avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir des coordonnées tridimensionnelles par rapport à un repère fixe terrestre des antennes Al, A2, et/ou éventuellement à partir des antennes A3 et A4, et un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du dispositif.

Avantageusement ledit dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre un moyen de calcul MCFV définissant à chaque instant la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV avec une précision centimétrique, à partir des coordonnées tridimensionnelles relatives centimétriques, des antennes Al, A2, A3, et A4,

Avantageusement ledit dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre un moyen de contrôle MCCG d’au moins une chaîne gyroscopique CG vérifiant que les valeurs de d’assiette et/ou d’inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol, obtenues par la chaîne CG, sont proches, respectivement, des valeurs d’assiette et/ou d’inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol obtenues à partir des données de coordonnées tridimensionnelles fournies par les quatre antennes Al, A2, A3 et A4, et/ou un moyen de contrôle MCAIRDATA de la chaîne anémométrique AIRDATA vérifiant que les valeurs de vitesse anémométrique et/ou d’incidence et/ou de pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV mesurée, en tenant compte des lois de flexion de la voilure en fonction de la vitesse, de l’incidence, et de la densité de l’air, et en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets) donnée, la masse carburant contenue dans la voilure et l’accélération verticale.

Avantageusement le moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule à chaque instant, notamment les distances spatiales existant entre les positions de antennes Al, A2, A3, et A4 et/ou vérifie qu’elles sont comprises respectivement entre des valeurs minimales et maximales prédéterminées, et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales Al-A3 et Al-A4 sont sensiblement égales et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont aussi sensiblement égales, et vérifie en outre, éventuellement, que la valeur de la flexion algébrique de voilure est comprise entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéfinies.

Avantageusement le moyen de gestion et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaitre à chaque instant t la flexion algébrique de la voilure, obtient la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV en calculant la différence existant entre la distance existant entre le segment de droite A1-A2 et le segment de droite A3-A4 à l’instant t et la distance existant entre le segment de droite A1-A2 et le segment de droite A3-A4 à l’instant initial tO pris comme référence (par exemple lorsque l’aéronef est au sol et à vide).

Avantageusement ledit dispositif de mesure et de contrôle comprend en outre un moyen de calcul permettant, - en fonction de la position tridimensionnelle absolue précise des quatre antennes GPS Al, A2, A3, A4 par rapport à un référentiel fixe terrestre et des positions tridimensionnelles très précises relatives à un référentiel aéronef des quatre antennes GPS Al, A2, A3, A4, - et en fonction des lois de rigidité de la voilure, des lois de portance en fonction de l’incidence, de la vitesse, de la densité de l’air et évenmellement - en fonction de la masse de carburant présente dans les ailes, - et en fonction de l’accélération subie par l’aéronef, de la masse totale, - et en fonction éventuellement du centrage et de la pression statique au niveau de la mer au-dessus de l’endroit survolé, de vérifier le bon fonctionnement des chaines aérodynamique AIRDATA en comparant à chaque instant au moins la vitesse anémométrique et/ou l’angle d’incidence anémométrique et/ou la vitesse verticale anémométrique en calculant à partir de lois prédéfinies la flexion de voilure calculée FC et en la comparant avec la valeur FV obtenue à partir des coordonnées des antennes Al, A2, A3 et A4, et ne vérifiant que FV-FC est inférieure en valeur absolue à une valeur prédéfinie DELTAF telle que : DELTAF > ABS(FV-FC)

Avantageusement l’antenne Al est située entre 1 et 5 mètres de la pointe avant de l’aéronef, l’antenne A2 est située sur le saumon de dérive, et les antennes A2 et A4 sont situées sur la partie supérieure des saumons d’ailes (ou des « winglets »).

Avantageusement les coordonnées tridimensionnelles absolues et relatives des quatre antennes sont prélevées par exemple tous les dixièmes de secondes et lissées par un moyen classique de moyenne glissante, afin de minimiser les bruits de mesure et/ou les oscillations structurales.

Avantageusement une des antennes GPS A3 (ou A4) est remplacée par un moyen de mesure de la flexion voilure constitué par un ensemble de jauges de contraintes placées sur la voilure, et où un moyen de calcul permet de calculer la position d’une extrémité de voilure à partir de la position des antennes Al, A2 et A4 (ou A3) et de la valeur de la flexion de voilure calculée à partir des jauges de contraintes.

En outre, avantageusement, le moyen de gestion et de coordination des quatre antennes GPS, permettant de connaitre à chaque instant, avec précision la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, d’un ou de plusieurs points de l’aéronef, utilise la moyenne arithmétique des coordonnées spatiales des quatre antennes Al, A2, A3 et A4.

Procédé de fonctionnement d’un dispositif de mesure et de contrôle des paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, comprenant les étapes suivantes prises dans un ordre quelconque ou successivement les unes après les autres dans lesquelles a) dans une position initiale PO correspondant à un temps tO, par exemple au sol, à l’arrêt juste avant le roulage, on mesure les positions des antennes GPS. Dans ce cas les pleins de carburant sont connus ainsi que la charge utile (passagers et fret) ainsi que la température. L’accélération au sol est égale à un g. On peut ainsi vérifier le bon fonctioimement du dispositif dans la mesure où les positions des quatre antennes GPS sont connues avec précision. b) en vol, les quatre antennes GPS Al, A2, A3 et A4 communiquent les données GPS au moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS. c) le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS calcule à chaque instant O avec une précision métrique, la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes Al, A2, A3, et A4, O avec une précision centimétrique la position relative des quatre antennes A1, A2, A3, et A4 les unes par rapport aux autres, O avec une précision meilleure que le demi-degré, les angles d’assiette, d’inclinaison, et de cap, O avec une précision meilleure que le degré, l’angle de dérive, d) un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule et vérifie, à chaque instant, notamment les distances existant entre les antennes Al, A2, A3, et A4 et en vérifiant notamment qu’elles sont comprises respectivement entre des valeurs maximales et minimales prédéterminées, et en calculant et en vérifiant en outre que les distances spatiales Al-A3 et Al-A4 sont sensiblement égales et en calculant et en vérifiant que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont sensiblement égales, e) si les distances Al-A3 et A2-A3 et/ou les distances A2-A3 et A2-A4 ne sont pas égales respectivement ou si, ne serait-ce qu’une distance calculée entre les antennes, ne serait pas comprises entre les valeurs prédéterminées, alors un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote, - f) un moyen de calcul MCFV définit en outre, à chaque instant les valeurs de la flexion de la voilure FV avec une précision centimétrique, - g) dans le cas où le moyen MV de vérification estimerait que la valeur de la flexion de voilure est excessive et/ou impossible alors, un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote, - h) un moyen de contrôle de la chaîne anémométrique AIRDATA vérifie que les valeurs de la vitesse anémométrique, de l’incidence et de la pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets) et/ou la masse carburant et/ou la charge utile donnée, et l’accélération, - i) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaîne anémométrique AIRDATA estime que les valeurs de la vitesse anémométrique, et/ou de l’incidence , et/ou de la pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont incohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d’erreur est envoyé au pilote, - j) un moyen de contrôle de la chaîne gyroscopique CG vérifie que les valeurs de vitesse sol, d’assiette, et d’inclinaison obtenues par la chaîne CG, sont proches, respectivement, des valeurs de vitesse sol, et/ou d’assiette et/ou d’inclinaison obtenues à partir des données de coordonnées spatiales fournies par le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS Al, A2, A3, A4, - k) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaîne gyroscopique CG estime que les valeurs de la vitesse sol, et/ou de l’assiette et/ou de l’inclinaison obtenues par la chaîne CG est/sont incohérente(s) avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d’erreur est envoyé au pilote. D’autres caractéristiques et avantage de l’invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se rapportera aux dessins annexés dans lesquels : - La figure 1 est une représentation schématique d’un aéronef A comprenant le dispositif de mesure et contrôle selon l’invention, - La figure 2 est un exemple de représentation d’évolution de la valeur de la coordonnée verticale 21A3 de la position de l’anteime A3 en fonction de la masse de carburant présente dans la voilure. - La figure 3 est un exemple de représentation d’évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA2 de la position de l’antenne A2 en fonction de la charge utile.

La figure 1 montre un aéronef comprenant un dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible constituée par une aile gauche AG et une aile droite AD , ledit aéronef A comprenant une partie avant AV et une partie arrière AR, une partie supérieure et une partie inférieure, un point O situé sensiblement au centre de l’aéronef, un axe longitudinal OX dirigé vers l’avant de l’aéronef, un axe latéral OY dirigé vers la droite pilote, un axe vertical OZ dirigé vers le haut de l’aéronef, les axes OX, OY, et OZ constituant un repère OXYZ orthogonal lié à l’aéronef, le plan OXZ constituant le plan de symétrie de l’aéronef, le plan OXY constituant le plan dit horizontal de l’aéronef, le plan OYZ séparant la partie avant de la partie arrière de l’aéronef, et une peau externe isolant l’aéronef de l’atmosphère extérieure.

La figure 2 montre à titre d’exemple, l’évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA3 de la position de l’antenne A3 en fonction de la masse de carburant présente dans la voilure. En effet au sol sous une accélération de un g il est possible de calculer ou de mesurer la valeur de toutes les coordonnées de la position des antennes Al, A2, A3 et A4 en fonction de la quantité de carburant présente dans la voilure.

La figure 3 montre à titre d’exemple, l’évolution de la valeur de la coordonnée verticale ZA2 de la position de l’antenne A2 en fonction de la charge utile (passagers et fret). En effet au sol sous une accélération de un g il est possible de calculer ou de mesurer la valeur de toutes les coordonnées de la position des antennes Al, A2, A3 et A4 en fonction de la la charge utile.

Les effets de la masse de carburant et de la charge utile peuvent être ajoutés algébriquement pour obtenir une flexion de voilure (ou plus généralement une variation des coordonnées géométrique des antennes) en fonction de la masse carburant et de la charge utile.

En vol, il est également possible de tenir compte de la température et de la pression relative cabine.

Un mode préféré de réalisation est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 1.

Pour simplifier la description, les positions des deux antennes Al et A2 ont été choisies sur le plan de symétrie OXZ aéronef et les positions des deux antennes A3 et A4 ont été choisies sur le plan horizontal OXY aéronef. Il est possible de placer les antennes à des points légèrement différents, le calcul est alors un peu plus compliqué mais tout à fait possible.

Un aéronef, ici un avion de ligne A comprend un pilote P. Ce pilote est placé dans un cockpit C qui est lui-même placé à l’avant de l’aéronef A. Ce eoekpit eomprend une planehe de bord PD où est placée la plupart des équipements de pilotage et de navigation. Cette planche de bord est placée devant le pilote. Quatre antennes GPS sont plaeées sur la peau extérieure de l’aéronef. Ces quatre antennes sont plaeées sur la partie supérieure de l’aéronef. lei l’antenne Al est placée à l’avant, l’antenne A2 est plaeée sur le saumon de dérive, l’anteime A3 sur le saumon à l’extrémité de l’aile gauche AG, et l’antenne A4 est placée sur le saumon à l’extrémité de l’aile droite AD. Un faisceau de câbles éleetriques gainés relie les quatre antennes GPS à un boitier de gestion et de eontrôle DGPS. Ce boitier contient l’électronique permettant de coordonner les données fournies par les quatre antennes GPS permettant de ealculer avee une précision métrique les coordonnées des quatre antennes GPS par rapport à un référentiel terrestre, et de calculer avec une préeision eentimétrique les eoordonnées des quatre antennes GPS par rapport à un référentiel aéronef. Un moyen de calcul définit l’inclinaison en calculant l’angle formé par la droite A3-A4 et un plan horizontal terrestre et l’assiette en calculant l’angle formé par la droite A1-A2 et un plan horizontal terrestre corrigé de l’angle existant entre la droite A2-A1 et OX. Le eap géographique est obtenu en calculant en première approche l’angle existant entre la droite A1-A2 et le nord géographique, corrigé de l’inclinaison obtenue à partir de l’angle entre la droite A3-A4 et un plan horizontal terrestre. En effet le fait que la droite A1-A2 ne soit pas horizontale erée une légère variation lorsque l’inclinaison n’est pas nulle.

La position de l’aéronef est obtenue, ici, en faisant la moyenne arithmétique des quatre positions Al, A2, A3 et A4. Ainsi la préeision sera meilleure que si on utilisait une seule antenne GPS. Il est possible de pondérer la position de chaque antenne pour obtenir la position précise de n’importe quel point de l’aéronef II est également possible de ealeuler les dérivées premières et secondes de la position d’un point de l’aéronef en fonction du temps.

Il est possible de vérifier le bon fonctionnement du dispositif fournissant les eoordonnées GPS des quatre antennes Al, A2, A3 et A4, premièrement, en vérifiant au sol que toutes les coordonnées des quatre antennes sont bien celles attendues en tenant compte de la charge payante et de la masse earburant eontenue dans la voilure. En effet il est possible de définir les lois de flexion de la voilure en fonction de la charge payante et de la masse de carburant contenue dans la voilure en calculant ou en mesurant lors d’essais au sol l’influence, sur les valeurs des positions tridimensionnelles des antennes, de différentes valeurs de charges payantes d’une part et de différentes valeurs de masse carburant contenue dans la voilure d’autre part et d’ajouter algébriquement leur effet. Il est donc possible de vérifier avee grande préeision le bon fonctionnement du dispositif, objet de l’invention, en vérifiant les eoordoimées tridimensionnelles des quatre antennes GPS avec les coordonnées attendues en tenant eompte de la eharge payante et de la masse de carburant contenue dans les aües. Π est à remarquer que l’écrasement des pneus et l’enfoncement des amortisseurs peut être prise en eompte. ou deuxièmement, au sol, en calculant les distances spatiales des quatre antennes entre-elles à partir de leur eoordonnées et en vérifiant quelles sont proehes, respeetivement, des distances des anteimes alors que l’aéronef est au repos avec une eharge earburant moyenne par exemple. En effet dans ce cas le facteur de charge est égal à g, la quantité de carburant contenue dans les ailes est connue, ainsi que la température.

Il est à remarquer que pour les aéronefs réalisés en alliages d’aluminium l’influence de la température n’est pas négligeable. Les antennes Al et A2 peuvent se rapprocher de plusieurs dizaines de centimètres lorsque la température extérieure passe de +20° à -55°C. Par contre, en vol, la pressurisation a un effet contraire du même ordre de grandeur. L’effet de la température et de la pressurisation peut être calculé et/ou vérifié par des essais au sol.

Afin d’affiner la vérification de bon fonctionnement du dispositif, il est possible de tenir compte du rétrécissement dû à la baisse de température, et de l’allongement dû à une augmentation de la pression relative cabine.

Il est à remarquer que lors d’une vérification de bon fonctionnement au sol, l’effet de la température est en général faible et l’effet de la pressurisation nul.

En général les deux ailes fléchissent de la même façon sous un facteur de charge. La répartition de portance le long de l’envergure varie selon une forme sensiblement elliptique. La flexion de l’extrémité de voilure est sensiblement proportionnelle à l’incidence, à la densité de l’air et au carré de la vitesse, diminué de l’effet des charges dues à la masse de la stmcture (moteur et train d’atterrissage compris) et l’effet de la masse de carburant présents dans la voilure multipliés par le facteur de charge. Pour une configuration (becs et volets) donnée, on peut d’une part mesurer la flexion de la voilure FVl à l’aide des positions relatives des quatre antennes GPS et d’autre part calculer la valeur de la flexion de voilure FV2 à partir des paramètres aérodynamiques, massiques et de facteur de charge et éventuellement de la température et de la pressurisation cabine. Si la valeur absolue de la différence entre FVl et FV2 est supérieure à une valeur prédéterminée, (par exemple 5 centimètres), et si le bon fonctionnement du dispositif est confirmé, alors il est probable que la chaîne aérodynamique soit défaillante. Si le bon fonctionnement du dispositif est confirmé, et que par exemple les trois chaines aérodynamiques CAI, CA2, et CAS indiquent trois valeurs de vitesse différentes, VI, V2, et V3 et qu’une seule chaîne aérodynamique (par exemple la chaîne CAS donne une valeur de flexion de voilure proche de celle calculée par le dispositif, alors il est probable que la chaîne CAS fonctionne correctement et que la vitesse VS est la bonne vitesse à prendre en compte. Cette vérification permet de lever le doute de vitesse même en cas de double panne ou en cas de panne fluctuante de l’indication de vitesse.

Dans ce cas le faisceau reliant les quatre antennes GPS à un boitier électronique de gestion MG est constitué par un ensemble de câbles électriques gainés, mais ce faisceau peut être constitué par des liaisons radio ou « wifi » permettant de diminuer les longueurs de câbles et supprimant de nombreuses prises électriques.

En vol le dispositif permet de fournir les mêmes informations qu’une chaine gyroscopique. Il est donc possible, dans un cas de réalisation préférée de eoneevoir un système complet comprenant deux chaînes gyroscopiques (pilote et eopilote), trois chaînes anémométriques (pilote, eopilote et secours) et un dispositif selon l’invention vérifiant à chaque instant les informations fournies par les chaînes gyroscopiques comme l’assiette, l’inelinaison, le eap, la vitesse sol, ...(telle une chaine gyroscopique secours) et vérifiant également à ehaque instant les informations fournies par les chaînes anémométriques telles que la vitesse, l’altitude, l’ineidence, ...

Le système ainsi défini permet d’obtenir un système plus performant, moins eher et moins lourd que les systèmes actuels eomprenant trois ehaines gyroscopiques et trois chaînes anémométriques. D’autres systèmes peuvent être vérifiés eomme les systèmes radio-électro-magnétiques de navigation et d’atterrissage et/ou les radioaltimètres.

On voit done qu’il est possible de réaliser de façon industrielle un tel dispositif de mesure et de eontrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef Un tel dispositif offre de nombreux avantages. Parmi ees avantages on peut citer : un gain de mase, de prix, de place, de coût de maintenanee, de préeision, de fiabilité et de sécurité. L’utilisation de composants existants permet de prévoir un développement, une qualification et une certifieation rapide.

Le dispositif de mesure et de eontrôle de paramètres vitaux de pilotage selon l’invention n’est nullement limité aux modes de réalisation déerits et représentés, mais l’homme du métier saura y apporter toute variation eonforme à son esprit. Par exemple une application sur un hélicoptère ou sur un drone télé-opéré par exemple est tout à fait envisageable.

Claims (10)

1. REVENDICATIONS 1) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A comprenant au moins un pilote P, ledit aéronef comprenant un fuselage F, une voilure sensiblement flexible constituée par une aile gauche AG et une aile droite AD , ledit aéronef A comprenant une partie avant AV et une partie arrière AR, une partie supérieure et une partie inférieure, un point O situé sensiblement au centre de l’aéronef, un axe longitudinal OX dirigé vers l’avant de l’aéronef, un axe latéral OY dirigé vers la droite pilote, un axe vertical OZ dirigé vers le haut de l’aéronef, les axes OX, OY, et OZ constituant un repère OXYZ orthogonal lié à l’aéronef, le plan OXZ constituant le plan de symétrie de l’aéronef, le plan OXY constituant le plan dit horizontal de l’aéronef, le plan OYZ séparant la partie avant de la partie arriére de l’aéronef et une peau externe isolant l’aéronef de l’atmosphère extérieure, comprenant en outre - un cockpit C situé dans l’aéronef A dans lequel se trouve le pilote P, - et une planche de hord PD située dans le cockpit C, où sont situés la plus part des indications permettant au pilote de piloter l’aéronef en toute sécurité, - et au moins une chaine aérodynamique AIRDATA permettant de calculer à chaque instant principalement la vitesse anémométrique, l’altitude pression, l’incidence anémométrique, la vitesse verticale anémométrique, et éventuellement le dérapage anémométrique, - et au moins une chaine gyroscopique CG permettant de connaitre par rapport à un repère fixe terrestre, à chaque instant, principalement l’assiette, l’inclinaison et le cap, ainsi que les coordonnées tridimensionnelles d’au moins un point de l’aéronef par rapport à un repère fixe terrestre, ainsi que les dérivées première et éventuellement seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles. caractérisé en ce que ledit dispositif de mesure et de contrôle comprend en outre quatre antennes GPS Al, A2, A3 et A4, toutes situées sur la peau externe de l’aéronef et sur la partie supérieure de l’aéronef l’antenne Al étant située à l’avant, l’antenne A2 étant située à l’arrière, l’antenne A3 étant située à l’extrémité de l’aile gauche AG, l’antenne A4 étant située à l’extrémité de l’aile droite AD, un faisceau reliant ces dites quatre antennes GPS à un boitier électronique de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaitre à chaque instant, O avec une précision métrique, les trois coordonnées tridimensionnelles par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes Al, A2, A3, et A4, ο avec une précision centimétrique les coordonnées tridimensionnelles des quatre antennes Al, A2, A3, et A4 par rapport à un repère fixe aéronef, et un moyen de calcul MCP établissant, à chaque instant, avec précision la position d’au moins un point de l’aéronef par rapport à un repère fixe terrestre à partir des coordonnées tridimensionnelles métriques des antennes Al, A2, A3, et A4, et éventuellement établissant, à chaque instant, avec précision les dérivées première et/ou seconde de ces dites coordonnées tridimensionnelles métriques, et un moyen de calcul MCAl établissant, à chaque instant, l’angle d’assiette, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes Al et A2, et un moyen de calcul MCA2 établissant, à chaque instant, l’inclinaison, avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir principalement des coordonnées par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes A3 et A4, et un moyen de calcul MCA3 établissant, à chaque instant, le cap géographique avec une précision comprise entre 0,01 et 0,5 degré, à partir des coordonnées tridimensionnelles par rapport à un repère fixe terrestre, des antennes Al, A2, et/ou éventuellement à partir des coordonnées tridimensionnelles des antennes A3 et A4, et un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du dispositif.
2. 2) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre un moyen de calcul MCFV définissant à chaque instant la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV avec une précision centimétrique, à partir des coordonnées tridimensionnelles relatives centimétriques, des antennes Al, A2, A3, et A4.
3. 3) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage comprend en outre un moyen de contrôle MCCG d’au moins une chaine gyroscopique CG vérifiant que les valeurs de d’assiette et/ou d’inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol, obtenues par la chaine CG, sont proches, respectivement, des valeurs d’assiette et/ou d’inclinaison et/ou de cap et/ou de vitesse sol obtenues à partir des coordonnées tridimensionnelles fournies par les quatre antennes Al, A2, A3 et A4, et/ou un moyen de contrôle MCAIRDATA de la chaine anémométrique AIRDATA vérifiant que les valeurs de vitesse anémométrique et/ou d’incidence et/ou de pression statique obtenues par la chaine anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV mesurée, en tenant compte des lois de flexion de la voilure en fonction de la vitesse, de l’incidence, et de la densité de l’air, et en prenant en compte éventuellement la configuration (becs et volets) donnée, la masse carburant contenue dans la voilure et l’accélération verticale,
4. 4) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule à chaque instant, notamment les distances spatiales existant entre les positions de antennes Al, A2, A3, et A4 et/ou vérifie qu’elles sont comprises respectivement entre des valeurs minimales et maximales prédéterminées, et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales Al-A3 et Al-A4 sont sensiblement égales et calcule et vérifie en outre que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont aussi sensiblement égales, et vérifie en outre, éventuellement, que la valeur de la flexion algébrique de voilure est comprise entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéfinies.
5. 5) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le moyen de gestion et de coordination des dites quatre antennes GPS, permettant de connaitre à chaque instant t la flexion algébrique de la voilure, obtient la valeur de la flexion algébrique de la voilure FV en calculant la différence D qui existe entre la distance DFVT existant entre le segment de droite A1-A2 et le segment de droite A3-A4 à l’instant t et la distance DFVO existant entre le segment de droite Al-A2 et le segment de droite A3-A4 à l’instant initial tO pris eomme référence (par exemple lorsque l’aéronef est au sol et à vide) telle que FV=D=DFVT-DFVO
6. 6) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit dispositif de mesure et de contrôle comprend en outre un moyen de calcul permettant, - en fonction de la position tridimensionnelle absolue précise des quatre antennes GPS Al, A2, A3, A4 par rapport à un référentiel fixe terrestre et des positions tridimensionnelles très précises relatives à un référentiel aéronef des quatre antennes GPS Al, A2, A3, A4, - et en fonction des lois de rigidité de la voilure, des lois de portance en fonction de l’incidence, de la vitesse, de la densité de l’air et évenmellement - en fonction de la masse de carburant présente dans les ailes, - et/ou en fonction de l’accélération subie par l’aéronef, de la masse totale, - et/ou en fonction éventuellement du centrage et de la pression statique au niveau de la mer au-dessus de l’endroit survolé, - et/ou de la température - et/ou de la pression différentielle cabine de vérifier le bon fonctionnement des chaines aérodynamique AIRDATA en comparant à chaque instant au moins la vitesse anémométrique et/ou l’angle d’incidence anémométrique et/ou la vitesse verticale anémométrique, en calculant à partir de lois prédéfinies la flexion de voilure calculée FC et en la comparant avec la valeur FV obtenue à partir des coordonnées des antennes Al, A2, A3 et A4, et en vérifiant que FV-FC est inférieure en valeur absolue à une valeur prédéfinie DELTAF telle que : DELTAF > ABS(FV-FC)
7. 7) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’antenne Al est située entre 1 et 5 mètres de la pointe avant de l’aéronef, l’antenne A2 est située sur le saumon de dérive, et les antennes A2 et A4 sont situées sur la partie supérieure des saumons d’ailes (ou des « winglets »).
8. 8) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les coordonnées tridimensionnelles absolues et relatives des quatre antennes sont prélevées par exemple tous les dixièmes de secondes et lissées par un moyen classique de moyenne glissante, afin de minimiser les bruits de mesure et/ou les oscillations structurales.
9. 9) Dispositif de mesure et de contrôle de paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’une des antennes GPS A3 (ou A4) est remplacée par un moyen de mesure de la flexion voilure constitué par un ensemble de jauges de contraintes placées sur la voilure, et où un moyen de calcul permet de calculer la position d’une extrémité de voilure à partir de la position des antennes Al, A2 et A4 (ou A3) et de la valeur de la flexion de voilure calculée à partir des jauges de contraintes.
10. 10) Procédé de fonctionnement d’un dispositif de mesure et de contrôle des paramètres vitaux de pilotage d’un aéronef A, selon l’une quelconque des revendications précédentes comprenant les étapes suivantes prises dans un ordre quelconque ou successivement les unes après les autres dans lesquelles a) dans une position initiale PO correspondant à un temps tO, par exemple au sol, à l’arrêt juste avant le roulage, on mesure les positions des antennes GPS. Dans ce cas les pleins de carburant sont connus ainsi que la charge utile (passagers et fret). L’accélération au sol est égale à un g. On peut ainsi vérifier le bon fonctionnement du dispositif dans la mesure où les positions des quatre antennes GPS sont connues avec précision. b) en vol, les quatre antennes GPS Al, A2, A3 et A4 communiquent les données GPS au moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS. c) le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS calcule à chaque instant ο avec une précision métrique, la position tridimensionnelle par rapport à un référentiel fixe terrestre, des quatre antennes Al, A2, A3, et A4, O avec une précision centimétrique la position relative des quatre antennes Al, A2, A3, et A4 les unes par rapport aux autres, O avec une précision meilleure que le demi-degré, les angles d’assiette, d’inclinaison, et de cap, O avec une précision meilleure que le degré, l’angle de dérive, d) un moyen de vérification MV du bon fonctionnement du système calcule et vérifie, à chaque instant, notamment les distances existant entre les antennes Al, A2, A3, et A4 et en vérifiant notamment qu’elles sont comprises respectivement entre des valeurs maximales et minimales prédéterminées, et en calculant et en vérifiant en outre que les distances spatiales Al-A3 et Al-A4 sont sensiblement égales et en calculant et en vérifiant que les distances spatiales A2-A3, et A2-A4 sont sensiblement égales, e) si les distances Al-A3 et A2-A3 et/ou les distances A2-A3 et A2-A4 ne sont pas égales respectivement ou si, ne serait-ce qu’une distance calculée entre les anteimes, ne serait pas comprises entres les valeurs prédéterminées, alors un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote. f) un moyen de calcul MCFV définit en outre, à chaque instant les valeurs de la flexion de la voilure FV avec une précision centimétrique, g) dans le cas où le moyen MV de vérification estimerait que la valeur de la flexion de voilure est excessive et/ou impossible alors, un message de non fonctionnement du système sera envoyé au pilote. h) un moyen de contrôle de la chaîne anémométrique AIRDATA vérifie que les valeurs de la vitesse anémométrique, de l’incidence et de la pression statique obtenues par la chaîne anémométrique AIRDATA sont cohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, en prenant en compte éventuellement la configuration (hecs et volets), et/ou la masse carburant et/ou la charge utile doimée, et l’accélération, i) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaîne anémométrique AIRDATA estime que les valeurs de la vitesse anémométrique, et/ou de l’incidence et/ou de la pression statique obtenues par la chaine anémométrique AIRDATA sont incohérentes avec la valeur de la flexion voilure FV, alors un message d’erreur est envoyé au pilote. J) un moyen de contrôle de la chaine gyroscopique CG vérifie que les valeurs de vitesse sol, d’assiette, et d’inclinaison obtenues par la chaine CG, sont proches, respectivement, des valeurs de vitesse sol, et/ou d’assiette et/ou d’inclinaison obtenues à partir des doimées de coordonnées spatiales fournies par le moyen de gestion MG et de coordination des dites quatre antennes GPS Al, A2, A3 , A4. k) dans le cas où le moyen de contrôle de la chaine gyroscopique CG estime que les valeurs de la vitesse sol, et/ou de l’assiette et/ou de Tinclinaison obtenues par la chaine CG est/sont incoherente(s) avec ia valeur de la liexion voilure hV, alors un message d erreur est envoyé au pilote.