FR3057370B1 - Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef. - Google Patents

Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef. Download PDF

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Abstract

- Le système (1) comporte un ensemble de modules de calcul (Mi) destinés à être utilisés pour des calculs de gains d'au moins une loi de pilotage relative à au moins un axe de pilotage de l'aéronef, une unité de saisie de données (4) pour saisir dans au moins une unité de calcul (6, 7, 8) associée à un axe de pilotage donné de l'aéronef, des premières valeurs illustrant des coefficients aérodynamiques de l'aéronef et des secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative à l'axe de pilotage donné, l'unité de calcul (6, 7, 8) étant configurée pour calculer les gains de la loi de pilotage en utilisant au moins une partie dudit ensemble de modules de calcul (Mi), l'unité de calcul (6, 7, 8) calculant des ordres de commande destinés à au moins un actionneur (16, 17, 18) d'une gouverne apte à commander l'aéronef selon l'axe de pilotage donné conformément à une valeur de commande courante correspondante.

Description

DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un procédé et un système de commande de vol d’un aéronef, en particulier d’un avion de transport.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE
On sait que les avions civils modernes sont contrôlés par des lois de pilotage mathématiques qui sont embarquées dans des calculateurs numériques dédiés et, dont les entrées sont des capteurs placés sur l’aéronef, et les sorties des ordres de déflexion de gouvernes. Ces ordres de déflexion de gouvernes sont envoyés à des asservissements d’actionneurs de ces gouvernes. L’ensemble de la chaîne de contrôle entre les mouvements de l’aéronef et les mouvements des gouvernes est donc soumis à un retard temporel, dépendant des fréquences de rafraîchissement des capteurs, des asynchronismes d’échantillonnage entre les éléments de la chaîne de contrôle, et de l’asservissement de la gouverne.
De façon usuelle, la loi de pilotage est calculée sur un outil mathématique puissant, puis transcrite dans le calculateur sous forme de tables de gains. Cette méthode génère de multiples étapes avant l’introduction des gains dans le calculateur, et ne permet pas de modifier, dans ce calculateur, les objectifs de la loi.
En outre, sur un aéronef souple, pour lequel les premiers modes structuraux se situent à des fréquences voisines de celles des modes de pilotage, il est nécessaire de filtrer fréquentiellement l’information issue des capteurs afin de limiter les couplages aéroservo-élastiques entre la structure de l’aéronef et la loi de pilotage.
Le modèle mathématique représentant l’ensemble d’une telle chaîne de contrôle peut être très complexe, de manière à rendre irréalisable l’écriture explicite dans un calculateur d’une loi de pilotage correspondante.
EXPOSÉ DE L’INVENTION
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne un procédé de commande de vol d’un aéronef selon au moins un axe de pilotage de l’aéronef, utilisant une ou des lois de pilotage pouvant être générées et écrites plus facilement, ledit aéronef étant pourvu d’un système de commande de vol électrique et d’au moins, soit un organe de commande (manche de commande, pédales, ...) apte à être actionné manuellement par un pilote de l’aéronef au moins pour la commande selon un axe de pilotage de l’aéronef, soit un organe de commande virtuel apte à être commandé par un dispositif de type pilote automatique.
Selon l'invention, ledit procédé comporte les étapes suivantes : - une étape d’intégration consistant à intégrer dans au moins une unité de traitement du système de commande de vol de l’aéronef, un ensemble générique de modules de calcul de paramètres, au moins certains desdits modules de calcul étant destinés à être utilisés pour des calculs de gains d’au moins une loi de pilotage relative à au moins un axe de pilotage donné, ledit ensemble générique de modules de calcul utilisant des premières valeurs illustrant des coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage d’une chaîne de contrôle relative à l’axe de pilotage donné ; - au moins une étape de saisie de données consistant à saisir, à l’aide d’une unité de saisie de données, dans au moins une unité de calcul associée à l’axe de pilotage donné de l’aéronef, des premières valeurs illustrant les coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant les caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative audit axe de pilotage, ladite unité de calcul étant configurée pour calculer les gains de la loi de pilotage en utilisant au moins une partie dudit ensemble générique de modules de calcul, la chaîne de contrôle étant linéarisée de manière à permettre de générer des ordres de commande destinés à au moins un actionneur d’une gouverne apte à commander l’aéronef selon ledit axe de pilotage conformément à au moins une valeur de commande courante de l’aéronef, à l’aide d’une variable asservie fournie dans un état brut (c’est-à-dire une variable non filtrée et non retardée) ; et - au moins une étape de commande consistant, lors d’un vol de l’aéronef, à entrer dans l’unité de calcul ladite valeur de commande courante générée à l’aide d’une unité de génération de données, et à calculer, à l’aide de ladite unité de calcul, en utilisant cette valeur de commande courante, les ordres de commande pour commander l’aéronef selon ledit axe de pilotage donné, les ordres de commande ainsi calculés étant transmis à l’actionneur de la gouverne.
Ainsi, grâce à l’invention, on établit les équations de la loi de pilotage, à partir d’une représentation linéaire de la chaîne de contrôle (linéarisée), qui permet de générer des ordres de commande avec une variable asservie non filtrée et non retardée. De plus, on prend en compte un ensemble de modules de calcul dit générique, c’est-à-dire qu’au moins certains de ces modules de calcul (qui permettent de calculer des paramètres particuliers) peuvent être utilisés pour le calcul d’ordres de commande de différents axes de pilotage (tangage, lacet, roulis), en utilisant à cet effet des secondes valeurs appropriées (entrées par un opérateur), ces secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative à l’axe de pilotage correspondant. La ou les lois de pilotage utilisées peuvent être générées et écrites plus facilement que dans la situation usuelle précitée.
Bien que non exclusivement, la présente invention est particulièrement bien adaptée à un aéronef dit souple, pour lequel les premiers modes structuraux se situent à des fréquences voisines de celles des modes de pilotage, en permettant notamment de réaliser un filtrage fréquentiel approprié.
Avantageusement, la chaîne de contrôle linéarisée vérifie la relation suivante : dans laquelle :
- Su est le mouvement d’une gouverne, résultant de cette chaîne de contrôle ;
Fequi est un filtre global illustrant la modélisation d’un filtrage et de l’ensemble des délais et des asynchronismes de la chaîne de contrôle ; - uc est la valeur de commande ; - u est la variable asservie, non filtrée et non retardée ; - s est la variable de Laplace ; et
Fuc, Ku, Kudot et Kui sont des gains.
De façon avantageuse, au moins certains desdits gains Kuc, Ku, Kudot et Kui sont déterminés à partir d’équations présentes dans ledit ensemble générique de modules de calcul.
De plus, avantageusement, le filtre global Fequi vérifie la relation suivante :
Fequi = pade(T, 2) * B (s) dans laquelle : - pade(T, 2) est un filtre de pade d’ordre 2 ; et - B(s) est un filtre de Butterworth d’ordre 2.
Dans un mode de réalisation préféré, ledit ensemble générique de modules de calcul de paramètres est utilisé par une pluralité d’étapes de commande pour commander le vol de l’aéronef, respectivement, selon au moins deux (et de préférence trois) des trois axes de pilotage de l’aéronef : - l’axe de tangage ; - l’axe de roulis ; et - l’axe de lacet.
La présente invention peut donc être appliquée à l’un ou simultanément à plusieurs des trois axes de pilotage de l’aéronef.
Dans une première application, pour commander le vol de l’aéronef au moins selon un axe de pilotage correspondant à l’axe de tangage de l’aéronef, avantageusement, l’étape de commande consiste à calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion ôq d’une gouverne de profondeur de l’aéronef, à partir d’une valeur de commande courante Nzc correspondant à un facteur de charge Nz, qui est représentative d’une position d’un manche de commande actionnable par un pilote de l’aéronef, et ceci à l’aide de l’équation suivante :
dans laquelle :
Fequi est un filtre global ; - s est la variable de Laplace ; - KNz, Kq et KL sont des gains ; et - KD est un terme de précommande.
De plus, de façon avantageuse, lesdits gains KNz, Kq et Kh ainsi que le terme de précommande KD, sont calculés à partir des relations suivantes :
dans lesquelles : - τ est une valeur de constante de temps ; - m§q et pa sont des paramètres issus d’équations de la mécanique de vol ; - A est une valeur dépendant de mSq et pa ; et
Fudot, Ku et Kui sont des paramètres qui sont calculés à partir d’équations mises en œuvre dans ledit ensemble générique de modules de calcul.
En outre, dans une deuxième application, en plus ou à la place de la première application, pour commander le vol de l’aéronef au moins selon un axe de pilotage correspondant à l’axe de lacet de l’aéronef, avantageusement, l’étape de commande consiste à calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion 5r d’une gouverne virtuelle de lacet, à partir d’une valeur de commande courante β£ correspondant à un angle de dérapage β de l’aéronef, qui est représentative de la position de pédales actionnables par un pilote de l’aéronef, et ceci à l’aide de l’équation suivante :
dans laquelle :
Fequi est un filtre global ; - s est la variable de Laplace ; - Κβ, Kpdot et Kpint sont des gains ; et - Kpc est un terme de précommande.
De plus, de façon avantageuse, lesdits gains Κβ, Kpdot et Kpint, ainsi que le terme de précommande Kpc, sont calculés à partir d’équations mises en œuvre dans ledit ensemble générique de modules de calcul.
Par ailleurs, dans une troisième application, en plus ou à la place des première et deuxième applications, pour commander le vol de l’aéronef au moins selon un axe de pilotage correspondant à l’axe de roulis de l’aéronef, avantageusement, l’étape de commande consiste à calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion δρ d’une gouverne virtuelle de roulis, à partir d’une valeur de commande courante pc correspondant à un taux de roulis p de l’aéronef, qui est représentative d’une position d’un manche de commande actionnable par un pilote de l’aéronef, et ceci à l’aide de l’équation suivante : dans laquelle :
Fequi est un filtre global ; - s est la variable de Laplace ; - Kp et Kpint sont des gains ; et - KPc est un terme de précommande.
De plus, de façon avantageuse, lesdits gains Kp et Kpint, ainsi que le terme de précommande KPc, sont calculés à partir d’un ensemble d’équations mises en œuvre dans ledit ensemble générique de modules de calcul.
La présente invention concerne également un système de commande de vol d’un aéronef, destiné à commander le vol de l’aéronef selon au moins un axe de pilotage.
Selon l’invention, ledit système comporte : - une unité de traitement comprenant un ensemble générique de modules de calcul de paramètres, au moins certains desdits modules de calcul étant destinés à être utilisés pour des calculs de gains d’au moins une loi de pilotage relative à au moins un axe de pilotage donné de l’aéronef, ledit ensemble générique de modules de calcul utilisant des premières valeurs illustrant des coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des
secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage d’une chaîne de contrôle relative à l’axe de pilotage donné ; - au moins une unité de saisie de données configurée pour saisir, dans au moins une unité de calcul associée à un axe de pilotage donné de l’aéronef, des premières valeurs illustrant les coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant les caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative audit axe de pilotage ; - au moins une liaison d’entrée de données configurée pour, lors d’un vol de l’aéronef, entrer dans ladite unité de calcul au moins une valeur de commande courante ; et - ladite au moins une unité de calcul qui est configurée pour calculer les gains de la loi de pilotage en utilisant au moins une partie dudit ensemble générique de modules de calcul, ladite unité de calcul étant configurée pour calculer des ordres de commande destinés à au moins un actionneur d’une gouverne apte à commander l’aéronef selon ledit axe de pilotage conformément à ladite valeur de commande courante de l’aéronef, à l’aide d’une variable asservie fournie dans un état brut, les ordres de commande ainsi calculés étant transmis à l’actionneur de la gouverne.
Dans un mode de réalisation particulier, ledit système comporte : - une unité de calcul associée à l’axe de tangage ; - une unité de calcul associée à l’axe de roulis ; et - une unité de calcul associée à l’axe de lacet.
Avantageusement, ledit système comporte, de plus : - au moins un organe de commande actionnable, configuré pour générer une valeur de commande ; et - au moins un actionneur d’une gouverne, configuré pour actionner la gouverne en fonction d’ordres de commande reçus.
La présente invention concerne en outre un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d’un système tel que celui spécifié ci-dessus.
BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES
Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. Plus particulièrement : - la figure 1 est le schéma synoptique d’un système de commande de vol, qui illustre un mode de réalisation de l’invention ; - les figures 2 à 4 sont des représentations schématiques d’une chaîne de contrôle ; et - la figure 5 montre les étapes d’un procédé mis en œuvre par un système de commande de vol.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE
Le système 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d’illustrer l’invention, est un système de commande de vol électrique d’un aéronef (non représenté), en particulier d’un avion de transport. Ce système 1 de commande de vol est destiné à commander (piloter) l’aéronef autour au moins d’un de ses trois axes de pilotage : - l’axe de tangage ; - l’axe de lacet ; - l’axe de roulis.
Selon l’invention, ledit système 1 comporte : - une unité centrale 2 comportant une unité de traitement 3 qui comprend un ensemble générique de modules de calcul Mi permettant de calculer des paramètres. Au moins certains desdits modules de calcul Mi sont destinés à être utilisés pour des calculs de gains d’au moins une loi de pilotage relative à au moins un axe de pilotage donné de l’aéronef. L’ensemble générique de modules de calcul Mi utilise des premières valeurs illustrant des coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage d’une chaîne de contrôle relative à l’axe de pilotage donné ; - au moins une unité de saisie de données 4 (clavier, écran tactile, ...), notée INPUT (pour « Input unit » en anglais), reliée par l’intermédiaire d’une liaison 5 à l’unité centrale 2 et configurée pour permettre à un opérateur, notamment un pilote de l’aéronef, de saisir, dans au moins une unité de calcul 6, 7, 8 associée à un axe de pilotage donné de l’aéronef, des premières valeurs (illustrant les coefficients aérodynamiques de l’aéronef) et des secondes valeurs (définissant les caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative audit axe de pilotage) ; - au moins une liaison d’entrée de données 9 reliée à l’unité centrale 2 et configurée pour configurée pour, lors d’un vol de l’aéronef, entrer dans ladite unité de calcul 6, 7, 8 au moins une valeur de commande courante, reçue d’une unité de génération de données 10 précisée ci-dessous ; et - une ou plusieurs unités de calcul 6, 7, 8 (respectivement COMP1, COMP2 et COMP3 sur la figure 1 avec COMP pour « Computation Unit » en anglais).
Chaque unité de calcul 6, 7, 8 est configurée pour calculer les gains de la loi de pilotage associée en utilisant au moins une partie dudit ensemble générique de modules de calcul Mi.
De plus, chaque unité de calcul 6, 7, 8 est configurée pour calculer des ordres de commande destinés à au moins un actionneur d’une gouverne apte à commander l’aéronef selon ledit axe de pilotage conformément à ladite valeur de commande courante de l’aéronef, et ceci à l’aide d’une variable asservie fournie dans un état brut. On entend par état brut, l’état dans lequel la variable est générée (ou mesurée par un capteur approprié), c’est-à-dire non filtrée et non retardée.
Ledit système 1 comporte, de plus : - l’unité de génération de données 10 qui comporte au moins un organe de commande 11,12 apte à être actionné manuellement par un pilote de l’aéronef et qui est configurée pour générer une valeur de commande représentative de cet actionnement. L’unité de génération de données 10 peut comporter, comme organe de commande, un manche de commande 11 usuel, notamment un mini-manche (« STICK » en anglais), pour générer une valeur de commande destinée au pilotage selon l’axe de tangage ou de roulis et/ou des pédales 12 (PED pour « Pedals » en anglais) destinées au pilotage selon l’axe de lacet ; et - au moins un actionneur 16, 17, et 18 d’une gouverne, configuré pour actionner une gouverne appropriée en fonction d’ordres de commande reçus. Les actionneurs 16, 17, et 18 (respectivement ACT1, ACT2 et ACT3 sur la figure 1 avec ACT pour « Actuator » en anglais) sont représentés schématiquement sur la figure 1 sous forme d’un ensemble 15 relié par une liaison 14 à l’unité centrale 2 et sont associés respectivement aux axes de tangage, de lacet, et de roulis.
Dans le mode de réalisation particulier représenté sur la figure 1, le système 1 comporte à la fois : - l’unité de calcul 6 qui est associée à l’axe de tangage ; - l’unité de calcul 7 qui est associée à l’axe de lacet ; et - l’unité de calcul 8 qui est associée à l’axe de roulis.
Ces unités de calcul 6, 7 et 8 peuvent faire partie d’un seul et même élément de calcul.
Les ordres de commande calculés par chacune desdites unités de calcul 6, 7 et 8 sont transmis, respectivement, à un ou des actionneurs d’une gouverne (réelle ou virtuelle) appropriée, via la liaison 14.
Ledit ensemble de modules de calcul Mi est dit générique, car des modules de calcul Mi de cet ensemble peuvent être utilisés par chacune des trois unités de calcul 6, 7 et 8.
De plus, ledit système 1 est générique. Il est en effet adapté à n’importe quel aéronef, comme précisé ci-dessous. Le code déterminé (qui est implanté dans l’unité centrale 2) est directement utilisable pour n’importe quel aéronef, sans aucune modification (si l’architecture système de l’aéronef permet d’embarquer ce code).
Le système 1 s’applique donc au pilotage des axes de tangage, de roulis et/ou de lacet d’un aéronef qui est équipé de gouvernes permettant de mouvoir cet aéronef selon ces trois axes.
La définition des différents éléments de calcul utilisés dans l’unité centrale 2 peut être expliquée sur la base de deux phases successives, consistant respectivement : - à établir une représentation particulière, dont la complexité est optimisée, de la chaîne de contrôle (d’asservissement) ; et - à partir de cette modélisation, à définir une loi de pilotage dont les objectifs apparaissent alors de manière explicite, et dont les équations calculent en temps réel les ordres de la loi. Ces équations peuvent alors être directement codées dans l’unité centrale 2 du système de commande de vol 1.
Pour la mise en œuvre de ces deux phases, on utilise le modèle de d’aéronef suivant. L’aéronef, sans considération des modes souples ni du système numérique de contrôle, peut être représenté par des équations différentielles usuelles de la mécanique du vol, pour l’axe de tangage, ou pour les axes couplés de roulis et de lacet.
Dans le cas de l’axe de tangage, ces équations s’écrivent :
avec a l’angle d’incidence, q la vitesse de tangage, et Sq la déflexion de la gouverne de profondeur.
Le facteur de charge vertical Nz est calculé par :
En passant par la variable de Laplace, on obtient : (s2 - (pa + mcjs + mqpa -m^Nz = -~^pamSqSq (i)
Dans le cas des axes de roulis et de lacet, ces équations s’écrivent de façon usuelle :
avec β l’angle de dérapage, r la vitesse de lacet, p la vitesse de roulis, φ l’angle de roulis, δΐ la déflexion de la gouverne principale de roulis, δη la déflexion de la gouverne principale de lacet, a l’angle d’incidence, et Θ l’angle d’assiette longitudinale. a et Θ sont considérés suffisamment faibles pour simplifier les termes en sinus, cosinus et tangente. Le modèle couramment utilisé est alors :
Si les termes en np, Ιβ et lr peuvent être négligés, ou si une première loi de pilotage permet de les compenser, le modèle devient alors :
Si l’on note :
(ü) on obtient :
(iii) et : (s - lp)p = δρ (iv)
Comme indiqué ci-dessus, on considère une chaîne globale de contrôle linéarisée, c’est-à-dire sans saturations ni seuils sur les paramètres. Cette chaîne de contrôle linéarisée est mathématiquement constituée d’éléments commutatifs entre eux. Les délais liés aux différentes étapes de cette chaîne de contrôle peuvent donc être regroupés en un seul et même terme.
Par conséquent, si l’on identifie tous les délais et asynchronismes de la chaîne de contrôle, on peut considérer que, de manière équivalente, un seul délai, correspondant à la somme de tous les retards, s’applique en dernière position de la chaîne de contrôle. De même le filtrage structural appliqué aux entrées de la loi de pilotage peut être de manière équivalente placé en aval de la loi, sur les ordres finaux.
Plus précisément, une représentation usuelle de la chaîne de contrôle est montrée sur la figure 2.
Sur cette figure 2 : - C représente l’ensemble des capteurs ; - F1 représente un premier filtrage de type structural ; - D1 représente un premier retard ; - L représente la loi de pilotage ; - D2 représente un second retard ; et
- TR représente la fonction de transfert de l’actionneur.
On peut représenter la chaîne de contrôle de manière équivalente, comme sur la figure 3, dans laquelle DT représente un délai total correspondant au cumul des délais D1 et D2 de la chaîne de contrôle de la figure 2.
De plus, en combinant le filtre structural F1 et la fonction de transfert TR de l’actionneur en un filtre FT illustrant un filtrage total, on obtient la représentation montrée sur la figure 4. L’ensemble de la chaîne de contrôle peut donc être considérée comme une loi L appliquée à des capteurs C non filtrés et non retardés, et dont les ordres passent dans un retardateur DT et dans un seul filtre FT.
Une forme généralisée d’une loi de pilotage de type PID (pour « proportionnel intégral dérivé ») s’écrit :
uc est la consigne de la loi (ou valeur de commande), et u est la variable asservie, considérée non filtrée et non retardée, c’est-à-dire dans son état brut.
La chaîne de contrôle correspondant à la représentation de la figure 4 s’écrit alors :
(v)
Su est le mouvement (déflexion) de gouverne résultant de cette chaîne de contrôle.
La définition des différents éléments de calcul, pour obtenir la loi de pilotage finale, peut donc être expliquée sur la base de deux phases successives. La première phase consiste, à partir de l’équation (v) de la chaîne de contrôle, à établir une représentation équivalente de cette chaîne, et la seconde phase utilise cette nouvelle représentation pour établir les équations de la loi de pilotage.
Concernant la première phase, on modélise FILTÇs') = délaiglobalÇs') *FiltreÇs') sous la forme d’un filtre global unique, d’ordre N (N > 1), noté Fequi(s) qui permet de représenter très fidèlement FILT(s) dans une bande passante correspondant à celle de la loi de pilotage.
Une formulation préférentielle, permettant de représenter très fidèlement et simplement les caractéristiques de filtrage et de délais de la chaîne de contrôle, est la suivante :
Fequiis') = pade(T, 2) * B (s) pade(T, 2) est un filtre de pade d’ordre 2, de constante de temps T :
Et B(s) est un filtre de Butterworth d’ordre 2, de pulsation ωθ et d’amortissement ξ·
Le filtre pade(T, 2) est bien connu pour représenter mathématiquement l’effet d’un délai T sur une chaîne de contrôle.
En outre, la structure du filtre B(s) permet, avec un filtre d’ordre 2, de bien représenter la caractéristique passe-bas d’un filtrage, tout en représentant également très bien son facteur de surtension.
Le filtre global Fequi(s) est donc choisi d’ordre 4 (correspondant à la somme de l’ordre 2 du filtre de pade(T,2>) et de l’ordre 2 du filtre de B(s)) pour représenter fidèlement, aux fréquences de pilotage de l’aéronef, les caractéristiques de filtre passe-bas et de facteur de surtension donnés par B(s), et de délai de la chaîne donné par T.
On obtient
Par ailleurs, concernant la deuxième phase précitée, si on considère les axes de tangage ou de lacet, le système représentant l’aéronef est d’ordre 2 (équations (i) et (iii)). En revanche, si l’on considère l’axe de roulis, le système représentant l’aéronef est d’ordre 1 (équation (iv)), qui est un cas particulier d’un système d’ordre 2, dont le coefficient d’ordre 2 est nul.
On considère alors l’équation différentielle générale d’ordre 2 (permettant de représenter l’aéronef sur chacun des axes) d’un système de variable d’état u, et dont la déflexion de la gouverne est ôu : (K2s2 + K4s + Ko)u = δη (vii)
On définit la loi de pilotage en réécrivant (vi) avec des notations plus générales :
(viii) L’équation différentielle (vii) devient alors :
Ainsi, la loi de pilotage comporte : - un gain de précommande Kuc appliqué à la valeur de commande uc ; - un retour direct sur u, noté Ku ; - un retour sur la dérivée de u, noté KudoL ; et - un retour intégral noté Kui, appliqué à (uc - u).
Le système en boucle fermée est alors : (ix) (T7s7 + T6s6 + 75s5 + (T4 — 02XUdot)s4 + (T3 — d2Ku + + (T2 + 92KUL + θ1Κιι — 9oK-udot)s2 + ÇT4 - 94Kui - BqK^s + 9QKuf)u = (02s2 - Bts + 0o)(Xucs + Kui)uc dont les termes sont calculés via une fonction, nommée coefequationBF, telle que : [?!, T2, T3, T4, T$, T6, T7, θ0, θ4, θ2] = coefequationBF Ça, b, d, T, Ko, K4, K2) A titre d’illustration, on considère, dans ce cas, les équations suivantes :
T2 — (c/θι Τ 60O)XO T άθ^Κ4 Τγ = άθ0Κ0
Le système décrit par l’équation (ix) possède sept pôles, qui sont définis comme les racines du polynôme d’ordre 7 correspondant à la partie gauche de l’équation (ix).
La loi de type PID ne possède pas les degrés de liberté suffisants pour placer les sept pôles du système. Elle permet d’en contraindre trois seulement.
Trois pôles du système sont donc placés par la loi sur les objectifs de la loi, et sont donc les racines du polynôme :
où ω et ξ sont les objectifs de pulsation et d’amortissement du mode complexe, et τ l’objectif de constante de temps du mode réel.
Les quatre derniers pôles viennent en boucle fermée des valeurs qui ne sont pas des objectifs, mais des conséquences de la loi. Ces quatre pôles sont les racines d’un polynôme. L’ensemble des pôles en boucle fermée définit donc le polynôme du système en boucle fermée : (x4s4 + x3s3 + x2s2 + x±s + x0). (μ353 + p2s2 + p4s + μθ). u (x)
La partie gauche de l’équation (ix) peut donc être identifiée à l’équation (x).
Cette identification est réalisée via une cascade d’équations, définie dans une fonction, nommée equation_loi_ordre7, telle que : [Ku, Kui, Kudot] = equation_loi_ordre7(μθ, μη μ2, μ3, Τ4, Τ2, Τ3, Τ4, Τ5, Τ6, Τ7, θ0, θ2~).
Les trois inconnues Ku, Kui et Kudot sont définies par un système de trois équations :
KnKu + K12Kudoi + Ki3Kui = Dî4 F'2iFu + K22Kudot + K23Kui = D22 FsîKu + K32Kudot + K33Kui = D33
Dans ce système, les déterminants sont :
D n’est pas nul sous l’hypothèse que le système est contrôlable. On obtient finalement :
Dans ces expressions, on utilise les formules suivantes :
On peut alors appliquer cette loi de pilotage aux axes de tangage, lacet ou roulis d’un aéronef, en identifiant l’équation (vii) avec les équations (i), (iii) ou (iv). La chaîne de contrôle de l’aéronef (vi) est identifiée à (viii).
Dans une première application, pour commander l’aéronef selon son axe de tangage de l’aéronef, l’unité de calcul 6 (figure 1) est configurée pour calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion ôq d’une gouverne de profondeur de l’aéronef, à partir d’une valeur de commande courante Nzc (correspondant à un facteur de charge Nz), qui est représentative de la position du manche de commande 11 qui peut être pivoté, vers l’avant et vers l’arrière, par le pilote de l’aéronef. L’unité de calcul 6 calcule l’ordre de déflexion ôq à l’aide de l’équation suivante :
c’est-à-dire :
Cette équation est obtenue en réécrivant l’équation (vi) avec les noms de variables correspondant à l’équation (i).
On note : A = -~^pamôq , Ko = mqpa - ma, Kr = -(pa + Tnq),K2 = 1-0
On a alors :
[Γχ, Τ2, Τ3, Τ4, Τ5, Τ6, Τ7, θ0, 0η θ2] = coefequationBF(a, b, d, T, Ko, K4, Κ2~)
Les objectifs de la loi, qui peuvent être sélectionnés, sont : - ω la valeur désirée de la pulsation de l’oscillation d’incidence ; - ξ la valeur désirée de l’amortissement de l’oscillation d’incidence ; et - τ la valeur désirée de la constante de temps du mode réel lié à la présence d’un intégrateur
On écrit alors :
On obtient :
[Ku, Kui, Kudot] = e quation _loi_ordre7(μ0, μ1, μ2, μ3, Τ4, Τ2, Τ3, Τ4, Τ5, Τ6, Τ7, θ0, θ4,02) et
Le terme de précommande KD permet de compenser le mode réel : KD = TKt
En outre, dans une deuxième application, pour commander l’aéronef selon son axe de lacet, l’unité de calcul 7 (figure 1) est configurée pour calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion ôr d’une gouverne virtuelle de lacet, à partir d’une valeur de commande courante βε (correspondant à un angle de dérapage β de l’aéronef), qui est représentative de la position des pédales 12 qui sont actionnables par le pilote de l’aéronef. L’unité de calcul 7 calcule l’ordre de déflexion Sr à l’aide de l’équation suivante :
c’est-à-dire :
Cette équation est obtenue en réécrivant l’équation (vi) avec les noms de variables correspondant à l’équation (iii).
On note : K2 = 1.0, = -(y + nr), Ko = ηβ + nr y
On a alors : [7\, T2, T3, T4, T3, T6, T7, θ0, θ4, θ2] = coefequationBFÇa, b, d, T, Ko, K4, K2)
Les objectifs de la loi, qui peuvent être sélectionnés, sont : - ωβ la valeur désirée de la pulsation du mode roulis hollandais ; - ξβ la valeur désirée de l’amortissement du mode de roulis hollandais ; - TP.nt la valeur désirée de la constante de temps du mode réel lié à la présence d’un intégrateur.
On écrit alors :
On obtient : [Κβ> Κβίηί' KPdot\ = e quation _loi_ordre7(μθ, μ4, μ2, μ3, Τ4, Τ2, Τ3, Τ4, Τ5, Τ6, Τ7, θ0, θ4, 02)
Le terme de précommande Κβε permet de compenser le mode réel : Τ-βίτιΙ.· Κβίηί
Par ailleurs, dans une troisième application, pour commander l’aéronef selon son axe de roulis, l’unité de calcul 8 (figure 1) est configurée pour calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion δρ d’une gouverne virtuelle de roulis, à partir d’une valeur de commande courante pc (correspondant à un taux de roulis p de l’aéronef), qui est représentative de la position du manche de commande 11 qui peut être pivoté, vers la droite et vers la gauche, par le pilote de l’aéronef. L’unité de calcul 8 calcule l’ordre de déflexion δρ à l’aide de l’équation suivante :
c’est-à-dire :
Cette équation est obtenue en réécrivant l’équation (vi) avec les noms de variables correspondant à l’équation (iv).
On note : K2 = 0.0, = 1.0, Ko = -lp
On a alors : [?!, T2, T3, T4, T3, T6, T7, θ0, θ4, θ2] = coefequationBF Ça, b, d, T, Ko, K4, K2)
Les objectifs de la loi, qui peuvent être sélectionnés, sont : - Trp la valeur désirée de la constante de temps du mode réel correspondant au mode de roulis pur de l’aéronef ; - Tsp la valeur désirée de la constante de temps du mode réel correspondant au mode spiral de l’aéronef.
On écrit alors :
On définit une sous-fonction légèrement différente de equation_loi_ordre7, car la loi à définir est d’ordre inférieur : equation_loi_ordre6.
[Ku, Kui] = équation Joi_ordre6Çp0, μ4, μ2, T4, T2, Τ3, Τ4, Τ5, Τ6, θ0, θ4,02)
Ku et Kui sont les solutions d’un système de 2 équations :
Pour ces équations, on utilise les équations suivantes :
On obtient :
Le terme de précommande Κβε permet de compenser le mode réel Tsp :
Kpc Fsp. Kpint
La mise en place et le fonctionnement du système 1 de commande de vol, tel que décrit ci-dessus, peuvent être mis en œuvre par l’intermédiaire d’une suite d’étapes E1 à E3 illustrées sur la figure 5.
Cette suite d’étapes comprend : - une étape E1 d’intégration consistant à intégrer (c’est-à-dire à coder) dans l’unité de traitement 3 du système de commande de vol 1, l’ensemble générique de modules de calcul M1. Cet ensemble générique de modules de calcul Mi a été déterminé dans une étape antérieure EO en mettant notamment en œuvre les deux phases précitées ;
- au moins une étape E2 de saisie de données consistant à saisir, à l’aide de l’unité de saisie de données 4, dans au moins l’une des unités de calcul 6, 7, 8, et de préférence dans les trois unités de calcul 6, 7, 8, des premières valeurs illustrant les coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant les caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative à l’axe de pilotage correspondant ; et - une étape E3 de commande (ou de pilotage) consistant, lors d’un vol de l’aéronef, à entrer, dans la ou les unités de calcul 6, 7 et 8, la ou les valeurs de commande courantes générées à l’aide de l’unité de génération de données 10, et à calculer, à l’aide de la ou des unités de calcul 6, 7 et 8, en utilisant cette ou ces valeurs de commande courantes, les ordres de commande pour commander l’aéronef selon le ou les axes de pilotage considérés.
Par conséquent, la mise en œuvre de l’invention consiste en un codage d’équations qui, utilisées en cascade, permettent de calculer en temps réel les gains d’une loi de pilotage, embarquée dans un calculateur (unité centrale 2) d’un aéronef. Le système 1 s’applique au pilotage des axes de tangage, de roulis et/ou de lacet de n’importe quel aéronef muni de gouvernes permettant de manœuvrer l’aéronef selon ces axes.
Pour la mise en œuvre de l’invention : - étant connus les coefficients aérodynamiques de l’aéronef, étant connus les caractéristiques de délai de la chaîne de contrôle, et étant connus les différents filtrages de la chaîne de contrôle (filtres d’acquisition des capteurs, filtres structuraux, fonctions de transfert des actionneurs), on peut renseigner les paramètres T, ω0 et ξ de l’équation (vi) ; - on définit ensuite librement les objectifs de placement de la loi de pilotage ; et - on peut alors appliquer la solution au pilotage de l’aéronef.

Claims (13)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé de commande de vol d’on aéronef selon au moins un axe de pilotage de l’aéronef, ledit aéronef étant pourvu d’un système (1) de commande de vol électrique, ledit procédé comportant les étapes suivantes : - une étape (E1 ) d’intégration consistant à intégrer dans au moins une unité de traitement (3) du système (1) de commande de vol de l’aéronef, un ensemble générique de modules de calcul (Mi) de paramètres, au moins certains desdits modules de calcul (Mi) étant destinés à être utilisés pour des calculs de gains d’au moins une loi de pilotage relative à au moins un axe de pilotage donné, ledit ensemble générique de modules de calcul (Mi) utilisant des premières valeurs illustrant des coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage d’une chaîne de contrôle relative à Taxe de pilotage donné ; - au moins une étape (E2) de saisie de données consistant à saisir, à l’aide d’une unité de saisie de données (4), dans au moins une unité de calcul (6, 7, 8) associée à l’axe de pilotage donné de l’aéronef, des premières valeurs illustrant les coefficients aérodynamiques de l'aéronef et des secondes valeurs définissant les caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative audit axe de pilotage, ladite unité de calcul (6, 7, 8) configurée pour calculer les gains de la loi de pilotage en utilisant au moins une partie dudit ensemble générique de modules de calcul, la chaîne de contrôle étant linéarisée de manière à permettre de générer des ordres de commande destinés à au moins un actionneur (16, 17, 18) d’une gouverne apte à commander l’aéronef selon ledit axe de pilotage conformément à au moins une valeur de commande courante de l’aéronef, à l’aide d’une variable asservie fournie dans un état brut, la chaîne de contrôle étant linéarisée et vérifiant la relation suivante ; ~ Fequi· d" KuU + Ku(iOfS. U 4 ” (uc J dans laquelle : - Su est te mouvement d’une gouverne, résultant de cette chaîne de contrôle ; - peqm est filtre global illustrant la modélisation d’un filtrage et de l’ensemble des délais et des asynchronismes de la chaîne de contrôle, et vérifiant la relation suivante : Fequi = pade(T,2) * fl (s) dans laquelle : - pade(T, 2) est un filtre de pade d’ordre 2 ; et - fl (s) est un filtre de Butterworth d’ordre 2 ; ~ uc est la valeur de commande ; - u est la variable asservie, non filtrée et non retardée ; - s est la variable de Laplace ; et - ^uc> Ku, Kudot Km sont des gains ; et - au moins une étape (E3) de commande consistant, lors d’un vol de l’aéronef, à entrer dans l’unité de calcul (6, 7, 8), ladite valeur de commande courante générée à l’aide d’une unité de génération de données (10), et à calculer, à l’aide de ladite unité de calcul (6. 7, 8), en utilisant cette valeur de commande courante, les ordres de commande pour commander ledit aéronef selon ledit axe de pilotage donné, les ordres de commande ainsi calculés étant transmis à l’acfionneur (16,17,18) de la gouverne.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’au moins certains desdits gains Kuc, Ku, Kudot et Kui sont déterminés à partir d’équations présentes dans ledit ensemble générique de modules de calcul.
  3. 3. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit ensemble générique de modules de calcul de paramètres est utilisé par une pluralité d’étapes de commande pour commander le vol de l’aéronef, respectivement, selon au moins deux des trois axes de pilotage suivants de l’aéronef : ~ l’axe de tangage ; - l’axe de roulis ; et - l’axe de lacet.
  4. 4. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, pour commander le vol de l’aéronef au moins selon un axe de pilotage correspondant à l’axe de tangage de l’aéronef, caractérisé en ce que l’étape de commande consiste à calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion 5q d’une gouverne de profondeur de l’aéronef, à partir d’une valeur de commande courante Nzc correspondant à un facteur de charge Nz, qui est représentative d’une position d’un manche de commande (11) acîionnable par un pilote de l’aéronef, et ceci à l'aide de l’équation suivante : Sq = Fequi- (ki>Nzc + KNzNz + Kq.q + ^(Nzc - Nz)j dans laquelle : - Feqm est filtre global ; - s est la variable de Laplace ; - KNz, Kq et Ki sont des gains ; et - KD est un terme de précommande.
  5. 5, Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits gains KNz, Kq et Kit ainsi que le terme de précommande KD, sont calculés à partir des relations suivantes : „ __ T Pa^udot Nz~~ A ^udot * mSq Kui KD = TÏ<, dans lesquelles : - t est une valeur de constante de temps ; - mSq et p&amp; sont des paramètres issus d’équations de la mécanique de vol ; - 4 est une valeur dépendant de mSq et pa ; et - Kuâot, Ku et Kui sont des paramètres qui sont calculés à partir d’équations mises en œuvre dans ledit ensemble générique de modules de calcul (Mi).
  6. 6. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, pour commander le vol de l’aéronef au moins selon un axe de pilotage correspondant à l’axe de lacet de l’aéronef, caractérisé en ce que l’étape de commande consiste à calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion Sr d’une gouverne virtuelle de lacet, à partir d’une valeur de commande courante pc correspondant à un angle de dérapage β de l’aéronef, qui est représentative de la position de pédales (12) acttennables par un pilote de l’aéronef, et ceci à l’aide de l'équation suivante : Sr = Fe,wi. (¾^ + Κββ + Κβάοίβ + (/?c - β)) dans laquelle ; ; P'equi ®st un filtre global ; - s est la variable de Laplace ; - Κβ, Κβάοί et Κβίηΐ sont des gains ; et - K$c est un terme de précommande.
  7. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que lesdits gains Κβ, Xgdot et Κβίηί, ainsi que 1e terme de précommande sont calculés à partir d’équations mises en œuvre dans ledit ensemble générique de modules de calcul (Mi).
  8. 8. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, pour commander le vol de l’aéronef au moins selon un axe de pilotage correspondant à l’axe de roulis de l’aéronef, caractérisé en ce que l’étape de commande consiste à calculer, comme ordre de commande, un ordre de déflexion ôp d’une gouverne virtuelle de roulis, à partir d’une valeur de commande courante pc correspondant à un taux de roulis p de l’aéronef, qui est représentative d’une position d’un manche de commande (11) actionnable par un pilote de l’aéronef, et ceci à l’aide de l’équation suivante : Sp = Fequi· ^KPcpc + Kvp + ^p (pc - p)^ dans laquelle : - Fequi ©st un filtre global ; - s est la variable de Laplace ; - Æp et Kpint sont des gains ; et - KPc est un terme de précommande.
  9. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdits gains Kp et KpÎnt, ainsi que le terme de précommande KPe> sont calculés à partir d’un ensemble d’équations mises en œuvre dans ledit ensemble générique de modules de calcul (Mi),
  10. 10. Système de commande de vol électrique d’un aéronef, destiné à commander le vol de l’aéronef selon au moins un axe de pilotage, ledit système comportant : - une unité de traitement (3) comprenant un ensemble générique de modules de calcul (Mi) de paramètres, au moins certains desdits modules de calcul (Mi) étant destinés à être utilisés pour des calculs de gains d’au moins une loi de pilotage relative à au moins un axe de pilotage donné de l’aéronef, ledit ensemble générique de modules de calcul utilisant des premières valeurs illustrant des coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant des caractéristiques de délais et de filtrage d’une chaîne de contrôle relative à l’axe de pilotage donné ; - au moins une unité de saisie de données (4) configurée pour saisir, dans au moins une unité de calcul (8, 7, 8) associée à un axe de pilotage donné de l’aéronef, des premières valeurs illustrant les coefficients aérodynamiques de l’aéronef et des secondes valeurs définissant les caractéristiques de délais et de filtrage de la chaîne de contrôle relative audit axe de pilotage, la chaîne de contrôle étant linéarisée et vérifiant la relation suivante : ^equi· ^KucUc + Κ^,'ίί U 4 “ (îic dans laquelle : - Su est le mouvement d’une gouverne, résultant de cette chaîne de contrôle ; " Feqm est un filtre global illustrant la modélisation d’un filtrage et de l'ensemble des délais et des asynchronismes de la chaîne de contrôle, et vérifiant la relation suivante : Fequi = pade(T, 2) * fl (s) dans laquelle : - pade(T, 2) est un filtre de pade d’ordre 2 ; et - B (s) est un filtre de Butterworth d’ordre 2 ; - uc est la valeur de commande ; - u est la variable asservie, non filtrée et non retardée ; - s est te variable de Laplace ; et - Kuc, Ku, Kudot et Ku. sont des gains ; - au moins une liaison d’entrée de données (9) configurée pour, tors d’un vol de l’aéronef, entrer dans ladite unité de calcul (6, 7, 8) au moins une valeur de commande courante ; et - ladite au moins une unité de calcul (6, 7, 8) qui est configurée pour calculer les gains de la loi de pilotage en utilisant au moins une partie dudit ensemble générique de modules de calcul (Mi), ladite unité de calcul (6, 7, 8) étant configurée pour calculer des ordres de commande destinés à au moins un actionneur (18, 17, 18) d’une gouverne apte à commander l’aéronef selon ledit axe de pilotage conformément à ladite valeur de commande courante de l’aéronef, à l’aide d’une variable asservie fournie dans un état brut, les ordres de commande ainsi calculés étant transmis à l’actionneur (16, 17, 18) de la gouverne.
  11. 11. Système selon la revendication 10, caractérisé en ce qu’il comporte : ~ une unité de calcul (8) associée à l’axe de tangage ; - une unité de calcul (8) associée à l’axe de roulis ; et - une unité de calcul (7) associée à l’axe de lacet.
  12. 12. Système selon l’une des revendications 10 et 11, caractérisé en ce qu’il comporte de plus : - au moins un organe de commande (11, 12) actionnabie, configuré pour générer une valeur de commande ; et - au moins un actionneur (18, 17, 18) d’une gouverne, configuré pour actionner la gouverne en fonction d’ordres de commande reçus,
  13. 13. Aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte un système de commande de vol (1) tel que celui spécifié sous l’une des revendications 10 à 12.
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2972495A1 (fr) * 2017-06-28 2018-12-28 Bombardier Inc. Orientation de derive destinee a un etat non fonctionnel d'un moteur

Family Cites Families (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3963197A (en) * 1971-12-16 1976-06-15 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Control device for avoiding the pitching up of missiles or aircraft
US4454496A (en) * 1980-10-30 1984-06-12 Mcdonald Douglas Corporation Conformal head-up display
US4554545A (en) * 1980-10-30 1985-11-19 Mcdonnell Douglas Corporation Conformal head-up display
US4569494A (en) * 1982-12-23 1986-02-11 The Boeing Company Pitch control of swept wing aircraft
FR2661149B1 (fr) * 1990-04-24 1992-08-14 Aerospatiale Systeme pour le pilotage d'un avion en tangage.
US6164540A (en) * 1996-05-22 2000-12-26 Symbol Technologies, Inc. Optical scanners
FR2697627B1 (fr) * 1992-11-02 1995-01-06 Aerospatiale Procédé et dispositif pour l'estimation de l'altitude d'un aéronef.
US5722620A (en) * 1995-05-15 1998-03-03 The Boeing Company Aircraft pitch-axis stability and command augmentation
TW419839B (en) * 1999-08-09 2001-01-21 Nat Science Council Device for measuring vibration and method thereof
GB0127254D0 (en) * 2001-11-13 2002-01-02 Lucas Industries Ltd Aircraft flight surface control system
FR2832796B1 (fr) * 2001-11-27 2004-01-23 Thales Sa Centrale de navigation inertielle hybride a integrite amelioree en altitude
US6648269B2 (en) * 2001-12-10 2003-11-18 Sikorsky Aircraft Corporation Trim augmentation system for a rotary wing aircraft
US8041436B2 (en) * 2002-04-18 2011-10-18 Cleveland State University Scaling and parameterizing a controller
US6885917B2 (en) * 2002-11-07 2005-04-26 The Boeing Company Enhanced flight control systems and methods for a jet powered tri-mode aircraft
US7284984B1 (en) * 2003-04-09 2007-10-23 Microsoft Corporation Automatic longitudinal pitch trim in aircraft combat simulation
US7108232B2 (en) * 2004-02-05 2006-09-19 Hoh Roger H Helicopter force-feel and stability augmentation system with parallel servo-actuator
US20050242234A1 (en) * 2004-04-29 2005-11-03 The Boeing Company Lifters, methods of flight control and maneuver load alleviation
US8942866B2 (en) * 2004-11-08 2015-01-27 Textron Innovations Inc. Extension of three loop control laws for system uncertainties, calculation time delay and command quickness
FR2881849B1 (fr) * 2005-02-04 2007-04-06 Airbus France Sas Procede et dispositif de pilotage d'un avion en tangage
FR2891802B1 (fr) * 2005-10-11 2009-03-13 Airbus France Sas Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef les effets d'une turbulence verticale
TWI324576B (en) * 2005-11-09 2010-05-11 Morgan Aircraft Llc Aircraft attitude control configuration
US7414581B2 (en) * 2006-01-06 2008-08-19 Honeywell International Inc. Method for improved signal to noise ratio estimation
US7938494B2 (en) * 2006-03-08 2011-05-10 Ribbens William B Antilock braking systems and methods
FR2903379B1 (fr) * 2006-07-07 2008-08-29 Thales Sa Convertisseur de commande de facteur de charge en consigne d'ecart d'assiette longitudinale
US7438259B1 (en) * 2006-08-16 2008-10-21 Piasecki Aircraft Corporation Compound aircraft control system and method
US8014906B2 (en) * 2006-12-19 2011-09-06 The Boeing Company Multi-axis trim processing
FR2912991B1 (fr) * 2007-02-28 2009-12-04 Airbus France Procede et dispositif de reduction dynamique de charges engendrees sur un avion.
DE102007012425A1 (de) * 2007-03-15 2008-09-18 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren und Einrichtung zur Höhenflossentrimmung bei einem Flugzeug
FR2916868B1 (fr) * 2007-06-01 2009-07-24 Airbus France Sas Procede et dispositif de determination de la marge de stabilite dynamique d'un avion.
US8744738B2 (en) * 2007-09-28 2014-06-03 The Boeing Company Aircraft traffic separation system
US8090485B2 (en) * 2007-11-27 2012-01-03 Embraer S.A. Low-frequency flight control system oscillatory faults prevention via horizontal and vertical tail load monitors
FR2927428B1 (fr) * 2008-02-11 2010-02-19 Airbus France Procede et dispositif pour attenuer les effets d'une turbulence verticale sur un aeronef
EP2261116B1 (fr) * 2009-06-09 2019-05-22 Sikorsky Aircraft Corporation Système de compensation automatique pour avion à commandes électriques avec contrôleurs de compensation uniques
US8380473B2 (en) * 2009-06-13 2013-02-19 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle
DE102009050748A1 (de) * 2009-10-27 2011-05-05 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit an einem zentralen Rumpfkörper angebundenen Seitenleitwerken und Verfahren sowie Regeleinheit zum Kompensieren eines negativen Nickmoments
US8712559B2 (en) * 2010-02-10 2014-04-29 The Board Of Trustees Of The University Of Illionois Adaptive control for uncertain nonlinear multi-input multi-output systems
FR2970702B1 (fr) * 2011-01-26 2013-05-10 Astrium Sas Procede et systeme de pilotage d'un engin volant a propulseur arriere
JP5812633B2 (ja) * 2011-03-14 2015-11-17 三菱重工業株式会社 航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法
US9811093B2 (en) * 2011-04-01 2017-11-07 The Boeing Company Flight trajectory compensation system for airspeed variations
EP2615026B1 (fr) * 2011-06-10 2018-04-04 Airbus Defence and Space GmbH Procédé et appareil permettant de minimiser les charges structurelles dynamiques d'un avion
ES2543633T3 (es) * 2011-07-28 2015-08-20 Airbus Defence and Space GmbH Método y aparato para minimizar las cargas estructurales dinámicas de un avión
US8653990B2 (en) * 2012-06-18 2014-02-18 The Boeing Company Stall management system
FR3002334B1 (fr) * 2013-02-19 2016-07-15 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'estimation d'un moment de tangage non desire d'un avion, et applications au controle du tangage de l'avion.
FR3006989B1 (fr) * 2013-06-12 2015-07-17 Sagem Defense Securite Systeme de commande de vol electrique pour aeronef
FR3008499B1 (fr) * 2013-07-12 2015-08-07 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'affichage en temps reel d'une consigne d'assiette sur un aeronef lors d'un pilotage manuel.
FR3010696B1 (fr) * 2013-09-13 2015-10-09 Airbus Operations Sas Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef.
CN106444795B (zh) * 2014-03-27 2019-12-20 深圳市大疆创新科技有限公司 可移动物体的起飞辅助的方法以及系统
FR3022357B1 (fr) * 2014-06-16 2016-07-15 Thales Sa Procede et dispositif de generation d'une trajectoire de consigne resultante d'un aeronef, produit programme d'ordinateur et aeronef associes
FR3024249B1 (fr) * 2014-07-24 2021-04-30 Airbus Operations Sas Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef.
FR3033907B1 (fr) * 2015-03-17 2017-04-07 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'un vol parabolique.
FR3035235B1 (fr) * 2015-04-14 2017-05-12 Airbus Operations Sas Procede et systeme de commande de vol d'un aeronef selon l'axe de tangage
JP6500579B2 (ja) * 2015-04-28 2019-04-17 セイコーエプソン株式会社 回路装置、電子機器及び移動体
US9440747B1 (en) * 2015-05-06 2016-09-13 Aviation Safety Advancements, Inc. Aircraft recovery control
US20170008639A1 (en) * 2015-07-08 2017-01-12 Safe Flight Instrument Corporation Aircraft turbulence detection
CN105182985A (zh) * 2015-08-10 2015-12-23 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法
CA2972495A1 (fr) * 2017-06-28 2018-12-28 Bombardier Inc. Orientation de derive destinee a un etat non fonctionnel d'un moteur

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