FR3097527A1 - Procédé d’aide au pilotage d’un giravion hybride muni d’un rotor de sustentation et d’au moins un rotor propulsif à hélice générant une poussée - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un procédé pour faciliter le pilotage d’un giravion hybride ayant au moins un rotor propulsif (8) muni d’une pluralité de premières pales (9) et un rotor de sustentation (5) muni d’une pluralité de deuxièmes pales (6), ledit giravion hybride ayant une installation motrice. Le procédé comporte une étape d’affichage dans un unique indicateur (65) d’un premier pointeur (66) dont la position sur un chemin de déplacement (68) varie en fonction d’une première puissance de l’installation motrice consommée par ledit système propulsif et d’affichage d’un deuxième pointeur (67) dont la position varie en fonction d’une deuxième puissance de l’installation motrice consommée par ledit rotor de sustentation (5), un espace (71) variable séparant le premier pointeur (66) et le deuxième pointeur (67) représentant une marge de puissance non utilisée de ladite installation motrice tant que le premier pointeur (66) est agencé entre la première extrémité (69) et le deuxième pointeur (67). Figure d’abrégé : figure 7
Description
La présente invention concerne un procédé d’aide au pilotage d’un giravion hybride muni d’un rotor de sustentation et d’au moins un rotor propulsif à hélice générant une poussée, et un tel giravion.
Le projet menant à cette demande de brevet a reçu un financement du programme de recherche et d'innovation Horizon 2020 de l'Union européenne, dans le cadre de la convention de subvention CleanSky 2 N° « GAM-FRC-2014-001 Issue E.
Un type de giravion est qualifié par commodité « giravion hybride » dans le cadre de l’invention. Un giravion hybride comprend un fuselage portant au moins une voilure tournante munie d’un rotor de sustentation. Le rotor de sustentation participe au moins à la sustentation de l’aéronef voire à son avancement.
Par exemple pour atteindre une grande vitesse d’avancement, le giravion hybride comprend de plus au moins un rotor propulsif à hélice générant une poussée, possiblement de type hélice tractive ou propulsive. Par exemple, le giravion hybride peut être pourvu de deux rotors propulsifs à hélice dits latéraux et agencés transversalement de part et d’autre du fuselage.
Le rotor de sustentation et les rotors propulsifs à hélice sont mis en rotation par une installation motrice. Cette installation motrice comprend au moins un moteur et un système mécanique d’interconnexion entre les éléments tournants. Un tel système mécanique d’interconnexion peut comprendre au moins une boîte de transmission de puissance, au moins un arbre et des organes d’accouplement...
Les limitations d’un moteur et les limitations d’une boîte de transmission de puissance peuvent permettre de définir divers régimes de fonctionnement et notamment:
- le régime de décollage défini par une puissance maximale au décollage PMD et une durée d’utilisation prédéterminée de cette puissance maximale au décollage,
- le régime maximal continu défini par une puissance maximale en continu PMC correspondant par exemple à environ 90% de la puissance maximale au décollage PMD et par une durée d’utilisation de cette puissance maximale en continu généralement illimitée,
- le régime de puissance étendue défini par une puissance étendue sensiblement équivalente voire égale à la puissance maximale au décollage PMD et par une durée prédéterminée et limitée d’utilisation de cette puissance étendue,
- un régime transitoire défini par une puissance maximale en transitoire PMT.
Sur un giravion multimoteur, l’enveloppe de fonctionnement englobe aussi des régimes de surpuissance d’urgence, uniquement utilisés lorsque l’un des moteurs est en panne :
- le premier régime d’urgence, dénommé parfois « OEI 30’’ », défini par une puissance de super urgence PSU souvent égale environ à 112% à 120% de la puissance maximale au décollage PMD et par une durée d’utilisation de cette puissance de super urgence PSU prédéterminée, la puissance de super urgence étant classiquement utilisable trois fois pendant un vol,
- le deuxième régime d’urgence, dénommé parfois « OEI 2’ », ce deuxième régime d’urgence étant défini par une puissance maximale d’urgence PMU égale environ à 105% à 112% de la puissance maximale au décollage PMD et par une durée d’utilisation de cette puissance maximale d’urgence PMU prédéterminée ;
- le troisième régime d’urgence, dénommé parfois « OEI cont », ce troisième régime d’urgence étant défini par une puissance intermédiaire d’urgence PIU sensiblement égale à la puissance maximale au décollage PMD et par une durée d’utilisation illimitée de cette puissance intermédiaire d’urgence PIU pour le reste du vol après la panne du moteur.
Le giravion hybride peut disposer d’un premier moyen de commande et d’un deuxième moyen de commande pour contrôler respectivement collectivement et cycliquement le pas des pales du rotor de sustentation. De plus, le giravion hybride inclut au moins un mécanisme de commande de la poussée apte à modifier collectivement et d’une même quantité le pas des pales des rotors propulsifs. En présence de deux rotors propulsifs à hélice, des fonctions anticouple et de contrôle de direction peuvent être réalisées par l’utilisation d’une commande de lacet modifiant différemment les poussées exercées par les rotors propulsifs, par exemple via la mise en œuvre d’un palonnier par le pilote.
Eventuellement, le mécanisme de commande de poussée peut être intégré au sein d’une architecture de commandes de vol électriques. Le mécanisme de commande de poussée est par exemple muni d’une interface de commande de poussée manœuvrable par un pilote et d’au moins un capteur de mouvement relié électriquement à au moins un calculateur. Par exemple, au moins deux capteurs dissimilaires sont utilisés par sécurité. L’agencement d’une interface de commande de poussée et des capteurs associés dans un logement confiné peut être délicat. Par exemple, un levier de pas collectif commandant le pas collectif des pales du rotor de sustentation comporte usuellement un manche portant un boîtier, ce boîtier étant muni d’une face avant sur laquelle sont disposés de multiples boutons. Ajouter une interface de commande de poussée et les capteurs associés dans un boîtier qui présente de fait un environnement déjà encombré n’est pas simple.
Dans ce contexte, le document WO 2016/043942 décrit un mécanisme de commande qui est muni d’un bouton rotatif. Ce bouton rotatif est solidaire en rotation d’un arbre d’un moteur. Un encodeur détermine alors la position angulaire de l’arbre.
Le document WO 2016/043943 décrit un mécanisme de commande qui est muni d’un bouton mobile entre une position neutre et une pluralité de positions non neutres. Une première position non neutre induit le déplacement des pales d’une hélice selon une première direction, une deuxième position non neutre induit le déplacement des pales d’une hélice selon une deuxième direction et une troisième position non neutre provoque le déplacement des pales d’une hélice dans des positions induisant une poussée nulle générée par l’hélice.
Le document FR3057243 décrit un dispositif de commande électrique muni d’un moyen de manœuvre. De plus, le dispositif de commande électrique comprend un premier système de mesure et un deuxième système de mesure qui réalisent respectivement une première mesure et une deuxième mesure de la position courante du moyen de manœuvre. Une unité de traitement compare la première mesure et la deuxième mesure pour générer un signal de commande en fonction de ladite position courante, ladite unité de traitement considérant que le moyen de manœuvre est dans une position neutre lorsque la première mesure et la deuxième mesure ne correspondent pas à une même position du moyen de manœuvre. Sur détection d’un écart, la commande est considérée défectueuse et donc non prise en compte et inhibée.
Le document US4488851 décrit un système de gestion de puissance.
Le document FR3041783 décrit une interface de commande à retour haptique comportant un module à fluide magnéto-rhéologique. De plus, une jauge de contrainte est configurée pour détecter la déformation d’un composant suite à un effort exercé sur un élément mobile.
Par ailleurs, un giravion classique de type hélicoptère comporte un instrument de première limitation pour évaluer le fonctionnement de son installation motrice au regard de limites. Un tel instrument de première limitation ne parait pas adapté à un giravion hybride possédant non seulement un rotor de sustentation mais aussi au moins un rotor propulsif à hélice.
Le document FR 2946322 décrit un procédé d’aide au pilotage pour un aéronef comprenant un rotor de sustentation et deux rotors propulsifs à hélice. Ce procédé comporte les étapes de détermination d’un pas moyen maximal des pales des rotors propulsifs en fonction d’un gradient de puissance et d’affichage sur un indicateur dédié de ce pas moyen maximal sur une échelle graduée en pas balayée par une aiguille.
Le document US20190113403 est aussi connu.
La présente invention a alors pour objet de proposer un procédé d’aide au pilotage permettant de faciliter le pilotage d’un giravion hybride.
L’invention concerne ainsi un procédé pour faciliter le pilotage d’un giravion hybride, le giravion hybride ayant un système propulsif comprenant au moins un rotor propulsif muni d’une pluralité de premières pales ayant un premier pas variable au moins pour participer à l’avancement du giravion hybride, ledit giravion hybride comprenant un rotor de sustentation muni d’une pluralité de deuxièmes pales ayant un deuxième pas variable au moins pour participer à la sustentation du giravion hybride, ledit giravion hybride ayant une installation motrice pourvue d’au moins un moteur fonctionnant selon au moins un régime pour mettre en rotation ledit rotor de sustentation et chaque rotor propulsif dudit au moins un rotor propulsif.
Ce procédé comporte l’étape suivante : affichage dans un unique indicateur d’un premier pointeur dont la position sur un chemin de déplacement varie en fonction d’une première puissance de l’installation motrice consommée par ledit système propulsif et affichage d’un deuxième pointeur dont la position sur ledit chemin de déplacement varie en fonction d’une deuxième puissance de l’installation motrice consommée par ledit rotor de sustentation, ledit chemin de déplacement s’étend d’une première extrémité jusqu’à une deuxième extrémité, ledit premier pointeur se rapprochant de la deuxième extrémité sous condition d’une augmentation de la première puissance et ledit deuxième pointeur se rapprochant de la première extrémité sous condition d’une augmentation de la deuxième puissance, un espace variable séparant le premier pointeur et le deuxième pointeur représentant une marge de puissance non utilisée de ladite installation motrice au dit régime tant que le premier pointeur est agencé entre la première extrémité et le deuxième pointeur.
L’expression « marge de puissance non utilisée de ladite installation motrice au dit régime » représente une marge de puissance que peut développer l’installation motrice au régime de fonctionnement courant, cette marge de puissance étant susceptible d’être utilisée en tout ou partie aussi bien par le rotor de sustentation que par le système propulsif.
Par suite, ce procédé est applicable à un giravion ayant de multiples rotors. En particulier, le giravion peut comprendre au moins un rotor de sustentation et au moins un rotor propulsif à hélice, et par exemple deux rotors propulsifs ou plus. Chaque rotor propulsif peut être un rotor propulsif en traction ou en propulsion. Chaque rotor propulsif peut être un rotor latéral à savoir agencé latéralement par rapport à un fuselage.
La pluralité de régimes peut comprendre au moins un des régimes précités à savoir : un régime de décollage, un régime maximal continu, un régime de puissance étendue, un régime transitoire, un premier régime d’urgence, un deuxième régime d’urgence et un troisième régime d’urgence. Des paramètres de surveillance du moteur peuvent inclure un couple moteur, une température et/ou une vitesse de rotation. Par exemple, pour un turbomoteur les paramètres de surveillance peuvent inclure au moins un paramètre à choisir dans une liste incluant la vitesse de rotation d’un générateur de gaz du turbomoteur, le couple moteur du turbomoteur et la température des gaz à l’entrée d’une turbine libre du turbomoteur. Il est par exemple possible de mesurer et d’utiliser le couple exercé sur une boîte de transmission de puissance principale de l’installation motrice qui est interposée entre un moteur et un rotor, pour déterminer le couple moteur.
Selon ce procédé, un calculateur embarqué calcule la position du premier pointeur et du deuxième pointeur, le premier pointeur et le deuxième pointeur étant mobiles le long du chemin de déplacement. Dès lors, le premier pointeur peut être mobile de la première extrémité vers la deuxième extrémité lorsque la première puissance croît, le deuxième pointeur étant mobile de la deuxième extrémité vers la première extrémité lorsque la deuxième puissance croît. La première distance séparant la première extrémité du premier pointeur est l’image de la première puissance consommée par le système propulsif, alors que la deuxième distance séparant la deuxième extrémité du deuxième pointeur est l’image de la deuxième puissance consommée par le rotor de sustentation. Par suite, lorsque la première puissance augmente, le calculateur pilote l’indicateur pour déplacer le premier pointeur selon un premier sens vers le deuxième pointeur. De même, lorsque la deuxième puissance augmente, le calculateur pilote l’indicateur pour déplacer le deuxième pointeur selon un deuxième sens vers le premier pointeur. Le seul chemin de déplacement présente alors deux échelles de graduations inversées, à avoir une première échelle dédiée au premier pointeur qui croit selon le premier sens et une deuxième échelle dédiée au deuxième pointeur qui croit selon le deuxième sens opposé au premier sens, chaque échelle pouvant par exemple être une échelle de pas collectif exprimée en puissance. Le chemin de déplacement peut inclure des valeurs numériques pour chacune des deux échelles.
Par suite, l’espace séparant le premier pointeur et le deuxième pointeur est de fait l’image de la puissance de l’installation motrice disponible au régime de fonctionnement courant, soit la réserve de puissance pouvant être utilisée par le système propulsif et/ou le rotor de sustentation.
Ce procédé propose ainsi un unique indicateur simple permettant de visualiser aisément la réserve de puissance disponible.
Le procédé peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent.
Selon un aspect, le procédé peut comporter une étape de détermination avec le calculateur embarqué de la première puissance et de la deuxième puissance ainsi qu’une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur du premier pointeur en fonction de ladite première puissance et une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur du deuxième pointeur en fonction de ladite deuxième puissance.
A titre d’exemple, la première distance séparant la première extrémité du premier pointeur peut être égale à la première puissance multipliée par une variable, la deuxième distance séparant la deuxième extrémité du deuxième pointeur pouvant être égale à la deuxième puissance multipliée par ladite variable, la valeur de cette variable variant en fonction du régime courant et/ou des conditions extérieures et/ou de l’usure des moteurs. La première distance et la deuxième distance peuvent prendre la forme d’un angle ou d’une longueur curviligne sur une échelle circulaire ou d’une longueur sur une échelle linéaire.
Selon un aspect, le procédé peut comporter une étape de détermination avec le calculateur embarqué d’un premier pas collectif courant des premières pales et d’un deuxième pas collectif courant des deuxièmes pales ainsi qu’une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur du premier pointeur en fonction du premier pas collectif courant et une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur du deuxième pointeur en fonction du deuxième pas collectif courant.
Le calculateur peut appliquer un modèle mémorisé pour déterminer la position de chaque pointeur en fonction du pas collectif des pales correspondantes, ce modèle pouvant prendre en considération le régime courant et/ou les conditions extérieures et/ou l’usure des moteurs et/ou les caractéristiques dynamiques de l’aéronef dans son positionnement dans l’espace.
Selon un autre aspect, le premier pointeur peut pointer une échelle de vitesse air du giravion hybride.
Le premier pointeur peut être agencé en regard d’une échelle de vitesse air. Un même indicateur donne alors une indication relative à la puissance disponible et à la vitesse air du giravion. En effet, l’augmentation du premier pas des premières pales induit à la fois une augmentation de la première puissance consommée et de la vitesse air. Ainsi, une échelle de vitesse air peut être homogène et cohérente avec une échelle relative au fonctionnement du système propulsif.
Selon une première réalisation, le chemin de déplacement peut avoir la forme d’un premier arc de cercle.
Selon un autre aspect, lorsque le premier pointeur pointe une échelle de vitesse air du giravion hybride, l’échelle de vitesse air peut être positionnée sur un deuxième arc de cercle accolé au premier arc de cercle.
Selon un autre aspect, le premier arc de cercle peut être situé au dessus d’un horizon artificiel.
Eventuellement, le chemin de déplacement est positionné entre une échelle de vitesse air et l’horizon artificielle.
Selon une deuxième réalisation, le premier pointeur et le deuxième pointeur peuvent être mobiles linéairement le long d’une direction superposée à une échelle de vitesse air du giravion hybride.
Indépendamment de la réalisation, le procédé peut comporter une étape de détermination d’au moins une première limite de pas des premières pales et une étape d’affichage de ladite au moins une première limite de pas en regard dudit chemin de déplacement.
Selon un exemple le calculateur détermine pour chaque rotor propulsif une marge de puissance de calcul entre une limite de puissance du rotor propulsif et une puissance couple courante consommée par ce rotor propulsif puis le minimum entre une marge de puissance moteur pour chaque moteur et chaque marge de puissance de calcul. Le calculateur déduit de ce minimum une puissance limite représentant ladite première limite de pas des premières pales.
Par exemple, le calculateur détermine pour chaque rotor propulsif une marge de couple de calcul entre une limite de couple du rotor propulsif et un couple courant exercé sur ce rotor propulsif puis le minimum entre une marge de couple moteur pour chaque moteur et chaque marge de couple de calcul. Le calculateur déduit de ce minimum une puissance limite représentant ladite première limite de pas des premières pales.
Selon un aspect, le procédé peut comporter une étape de détermination d’au moins une deuxième limite de pas des deuxièmes pales et une étape d’affichage de ladite au moins une deuxième limite de pas en regard dudit chemin de déplacement.
Par exemple, le calculateur détermine une limite de puissance représentant ladite deuxième limite de pas des deuxièmes pales en fonction d’un couple rotor limite mémorisé.
Outre un procédé, l’invention vise un giravion hybride, le giravion hybride ayant un système propulsif comprenant au moins un rotor propulsif muni d’une pluralité de premières pales ayant un premier pas variable au moins pour participer à l’avancement du giravion hybride, ledit giravion hybride comprenant un rotor de sustentation muni d’une pluralité de deuxièmes pales ayant un deuxième pas variable au moins pour participer à la sustentation du giravion hybride, ledit giravion hybride ayant une installation motrice pourvue d’au moins un moteur fonctionnant selon au moins un régime pour mettre en rotation ledit rotor de sustentation et chaque rotor propulsif dudit au moins un rotor propulsif.
Ce giravion hybride comporte un calculateur embarqué et un indicateur configurés pour appliquer le procédé de l’invention.
L’invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d’une seule et même référence.
La figure 1 présente un aéronef 1 de type giravion hybride 1 selon l’invention pourvu d’un fuselage portant au moins un rotor de sustentation 5 et un système propulsif 7.
Le système propulsif 7 inclut au moins un rotor propulsif 8, par exemple de type hélice, comprenant une pluralité de premières pales 9 ayant un premier pas variable au moins voire uniquement collectivement par exemple. Selon une possibilité, le giravion hybride 1 inclut un premier rotor propulsif à hélice et un deuxième rotor propulsif à hélice disposés de part et d’autre du fuselage 1, éventuellement à chaque extrémité externe d’une aile 3. Le rotor de sustentation 5 est muni d’une pluralité de deuxièmes pales 6 ayant un deuxième pas variable collectivement et cycliquement par exemple.
Pour mettre en rotation le rotor de sustentation 5 et chaque rotor propulsif 8, l’aéronef 1 inclut une installation motrice 2 munie d’au moins un moteur 10 par exemple de type turbomoteur. De plus, l’installation motrice 2 peut comprendre un système d’interconnexion 11 incluant au moins une boîte de transmission de puissance, au moins un arbre de transmission…
Les vitesses de rotation des arbres de sortie des moteurs 10, des rotors propulsifs 8, du rotor de sustentation 5 et du système mécanique d’interconnexion 11 sont éventuellement proportionnelles entre elles, le rapport de proportionnalité étant variable ou constant quelle que soit la configuration de vol du giravion hybride 1 en conditions normales de fonctionnement de la chaîne cinématique intégrée.
En outre, chaque moteur 10 fonctionne selon une enveloppe de fonctionnement incluant un ou plusieurs des régimes précités à savoir par exemple : un régime de décollage définissant une puissance maximale au décollage PMD, un régime maximal continu définissant une puissance maximale en continu PMC, un régime transitoire définissant une puissance maximale en transitoire PMT, un premier régime d’urgence définissant une puissance de super urgence PSU, un deuxième régime d’urgence définissant une puissance maximale d’urgence PMU et/ou un troisième régime d’urgence définissant une puissance intermédiaire d’urgence PIU.
Pour contrôler le giravion hybride 1 et en référence à la figure 2, chaque pilote peut disposer d’une commande de poussée TCC permettant de modifier collectivement le premier pas des premières pales de chaque rotor propulsif 8, et par exemple un pas moyen des premières pales 9 des rotors propulsifs 8.
Plus précisément, la commande de poussée TCC agit de manière identique sur les premiers pas des premières pales 9 afin d’obtenir une variation collective du premier pas des premières pales 9. Par exemple, le pilote va requérir une augmentation de 5 degrés du pas moyen de l’ensemble des premières pales 9 des rotors propulsifs 8 pour augmenter la poussée résultante générée notamment par le premier rotor propulsif et le deuxième rotor propulsif, le pas moyen des premières pales 9 des premier et deuxième rotors propulsifs étant éventuellement égal à la demi-somme des pas des premières pales 9 des deux rotors propulsifs 8.
La commande de poussée peut transmettre un ordre par exemple à au moins un calculateur de pilotage AMC1, ce calculateur de pilotage AMC1 pilotant une chaine cinématique 200 reliée aux premières pales 9 des rotors propulsifs 8. Par exemple, le calculateur de pilotage AMC1 commande au moins un vérin 201 disposé sur ladite chaîne cinématique 200.
Pour contrôler l’attitude en lacet du giravion hybride 1, le pilote peut disposer d’un dispositif de commande en lacet muni d’un moyen de commande en lacet non illustré, par exemple en pilotant de manière différente les pas des premières pales 9 des deux rotors propulsifs 8. Par exemple, seul le pas collectif des premières pales 9 d’un rotor propulsif 8 est modifié pour agir sur le comportement en lacet du giravion hybride.
Enfin, le giravion hybride 1 est muni de moyens de commande CYCL, COL usuels pour contrôler collectivement et cycliquement le pas des deuxièmes pales 6 du rotor de sustentation 5. Par exemple, la commande de poussée TCC est portée par un levier de pas COL mobile en rotation autour d’un axe de pilotage AX1 pour contrôler collectivement le deuxième pas des deuxièmes pales 6. Une commande cyclique CYCL peut piloter cycliquement le deuxième pas des deuxièmes pales 6 du rotor de sustentation 5.
Dans ce contexte, la figure 3 illustre un exemple de poignée de pilotage 45. Par exemple mais non exclusivement, cette poignée de pilotage 45 peut être agencée sur le levier de pas COL illustré précédemment, sur la commande cyclique CYCL, sur un autre type de véhicule…
Quelle que soit son agencement, la poignée de pilotage 45 peut comporter un manche 46, éventuellement creux. Le manche 46 peut être agencé sur un tube d’un levier par exemple. De plus, la poignée de pilotage 45 est munie d’un boîtier d’extrémité 47 porté par le manche 46.
Ce boîtier d’extrémité 47 comprend une coque 48 creuse. La coque 48 est munie notamment d’une face supérieure 51. De plus, le boîtier d’extrémité 47 comprend au moins une commande 52 manœuvrable par un pilote tenant la poignée de pilotage 45. Chaque commande 52 est en saillie de la face supérieure 51 vers un milieu extérieur EXT. Autrement dit, chaque commande 52 comporte un organe s’étendant en dehors de la coque pour être manœuvrable par un pilote. Par ailleurs, chaque commande 52 est mobile par rapport à la coque 48. Selon l’exemple illustré au dessus de la face supérieure 51 s’étend au moins une commande 52 de type bouton poussoir 521 et/ou une commande 52 de type bouton à bascule 522 et/ou une commande 52 de type levier 523 et/ou une commande 52 de type chapeau chinois 524.
Par ailleurs, la poignée de pilotage 45 possède un bouton rotatif 53. Ce bouton rotatif 53 est mobile en rotation par rapport au boîtier d’extrémité 47 autour d’un axe de rotation AX2. Lorsque la poignée de pilotage 45 est mobile autour d’un axe de pilotage AX1, par exemple en étant agencée sur un levier COL commandant collectivement le deuxième pas des deuxièmes pales d’un rotor de sustentation 5, l’axe de rotation AX2 peut être parallèle à l’axe de pilotage AX1.
En référence à la figure 4, la coque 48 délimite un volume interne INT creux. Par exemple, le volume interne INT est délimité selon une direction en élévation par une paroi inférieure 481 et une paroi supérieure 482, selon une direction transversale et vu des dessus par une paroi gauche 483 et une paroi droite 484, et d’avant en arrière par une paroi avant et une paroi arrière. Par exemple, les diverses parois de la coque 48 sont formées par un ou plusieurs éléments. Selon l’exemple illustré, la paroi inférieure 481 la paroi gauche 483, la paroi droite 484, la paroi avant et la paroi arrière forment conjointement un contenant fermé de manière réversible par la paroi supérieure 482.
Indépendamment de cet aspect, le bouton rotatif 53 peut avoir une roue 54 agencée en dehors de la coque 48, à savoir en dehors du volume interne INT. Eventuellement, le bouton rotatif 53 peut aussi comprendre un arbre 55 qui est solidaire de la roue 54 en rotation autour de l’axe de rotation AX2.
Dès lors, cet arbre 55 est porté par la coque 48 et en particulier par un flanc 57 de la coque 48, par exemple un flanc 57 accolé à la face supérieure 51. Ce flanc 57 peut par exemple être la paroi gauche ou la paroi droite précitée. L’arbre 55 est en outre mobile en rotation par rapport au flanc 57 autour de l’axe de rotation AX2. Par exemple, un palier est agencé entre l’arbre 55 et le flanc 57.
Selon un autre exemple non illustré, la roue 54 est en rotation autour de l’axe de rotation AX2 en tournant autour d’un arbre fixe.
En référence à la figure 5, la roue 54 peut présenter un diamètre L1 maximisé par rapport à la coque 48 pour être très accessible à un index d’un pilote. Ce diamètre L1 peut être supérieur à une longueur de la coque 48. Ce diamètre L1 peut être établi afin toutefois d’éviter un frottement, une gêne ou une commande non désirée vis-à-vis de la main d’un pilote Par exemple, vue selon une direction allant de la roue 54 vers la coque 48, cette coque 48 peut s’étendre longitudinalement selon une direction longitudinale D2 sur une première longueur L2 et en élévation le long d’une direction en élévation D3 sur une deuxième longueur L3, la première longueur L2 et/ou la deuxième longueur L3 étant inférieure au diamètre L1.
Selon un autre aspect et en référence à la figure 4, le boîtier d’extrémité 47 comprend une paroi électronique 56 intégrant un circuit électronique 58. Par exemple, le flanc 57 portant un arbre 55 du bouton rotatif 53 forme cette paroi électronique 56. Une telle paroi électronique 56 peut être obtenue par une méthode de plastronique.
Le circuit électronique 58 est muni d’au moins un capteur coopérant avec le bouton rotatif 53. Le circuit électronique 58 génère au moins un signal qui varie lorsque la roue 54 est mise en rotation autour de l’axe de rotation AX2. Un tel signal peut être un signal analogique ou numérique par exemple.
Le circuit électronique 58 peut de plus comprendre au moins une piste électriquement conductrice par exemple. En outre, le circuit électronique 58 peut être relié à au moins une connexion électrique 61, 62 filaire cheminant dans ou contre le manche 46.
Eventuellement, le circuit électronique 58 comporte au moins une paire de deux senseurs 59, 60 dissimilaires générant chacun un signal variant en fonction d’une rotation de la roue 54. Les deux senseurs 59, 60 d’une même paire peuvent communiquer avec un même calculateur de pilotage AMC1. Par exemple, les deux senseurs d’une paire comportent respectivement un capteur à effet hall 59 et un potentiomètre 60.
En référence à la figure 6, le circuit électronique 58 peut comporter au moins deux dites paires 301, 302 de deux senseurs 59, 60, les deux senseurs 59, 60 d’une paire 301 communiquant avec un premier calculateur de pilotage AMC1 et les deux senseurs 59, 60 de l’autre paire 302 communiquant avec un deuxième calculateur de pilotage AMC2.
Selon d’autres alternatives, la poignée de pilotage 45 possède à la place du bouton rotatif un curseur mobile en translation une face tactile.
Indépendamment de la nature de la commande de poussée, afin d’éviter d’être confronté à des manœuvres susceptibles de mettre en péril ce giravion hybride 1, ce giravion hybride 1 peut être muni d’un dispositif d’aide au pilotage 15.
La figure 7 présente un tel dispositif d’aide au pilotage 15 conforme à l’invention. Ce dispositif d’aide au pilotage 15 comprend un calculateur embarqué 20. De plus, le dispositif d’aide au pilotage 15 comporte un indicateur 65 piloté par le calculateur embarqué 20 ainsi qu’éventuellement une pluralité de capteurs reliés au calculateur embarqué 20.
Le calculateur embarqué 20 peut comprendre un ou plusieurs calculateurs communiquant ensembles. Selon l’exemple représenté, le calculateur embarqué 20 comporte au moins un calculateur central 22 et un calculateur moteur 21 usuel par moteur, voire un ou plusieurs des calculateurs de pilotage précités. Le calculateur central 22 peut être fusionné avec un des calculateurs de pilotage précités.
Un tel calculateur moteur 21 est par exemple du type d’un calculateur d’un système connu sous l’acronyme FADEC. Chaque calculateur moteur 21 est alors relié à au moins un capteur moteur. Un tel calculateur moteur 21 peut réguler un moteur thermique en contrôlant son doseur de carburant par exemple ou un moteur électrique. Un tel calculateur moteur 21 peut en outre délivrer, pour chaque régime de fonctionnement, la marge de puissance disponible pour ce moteur par rapport à la puissance maximale à ce régime et peut délivrer une valeur d’une puissance courante délivrée par ce moteur.
Selon un autre exemple, un unique calculateur est par exemple employé.
Chaque calculateur peut comprendre par exemple au moins un processeur 23 et au moins une mémoire 24, au moins un circuit intégré, au moins un système programmable, au moins un circuit logique, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l’expression « calculateur ».
Dès lors, le calculateur embarqué 20 est relié par des connections filaires ou non filaires à des capteurs 31 de mesure de paramètres de surveillance de chaque moteur 10. Par exemple, chaque calculateur moteur 21 est relié à un jeu de capteurs moteur. Les paramètres de surveillance d’un moteur 10 peuvent inclure au moins un paramètre à choisir dans une liste incluant la vitesse de rotation Ng d’un générateur de gaz de chaque moteur 10, le couple TQ de chaque moteur 10 et une température des gaz par exemple la température des gaz T45 à l’entrée d’une turbine libre basse pression de chaque moteur 10. Dès lors, pour chaque moteur 10 le dispositif d’aide au pilotage 15 peut posséder un capteur 32 de mesure de la vitesse de rotation Ng du moteur, un couplemètre 34 de mesure du couple TQ développé par le moteur 10 sur un arbre de sortie moteur 100 entraîné par ce moteur 10, et un capteur 33 de mesure de la température des gaz T45 du moteur 10. Un capteur de vitesse de rotation moteur 40 peut mesurer la vitesse de rotation de l’arbre de sortie moteur.
Par ailleurs, le dispositif d’aide au pilotage 15 peut comprendre un senseur 35 de la pression extérieure P0 et un senseur 36 de la température extérieure T0 qui sont reliés au calculateur embarqué 20, et par exemple au calculateur central 22.
Par ailleurs, le calculateur embarqué 20, et par exemple le calculateur central 22, peut être relié à un couplemètre de rotor propulsif 37 par rotor propulsif 8. Chaque couplemètre de rotor propulsif 37 peut mesurer un couple sur un arbre de rotor propulsif 90 entrainant en rotation le rotor propulsif 8 autour de son axe de rotation AXH. Un capteur de vitesse de rotation de rotor propulsif 41 peut mesurer la vitesse de rotation de l’arbre de rotor propulsif 90.
Le calculateur embarqué 20, et par exemple le calculateur central 22, peut être relié à un couplemètre rotor 38. Le couplemètre rotor 38 peut mesurer un couple sur un arbre rotor 500 entrainant en rotation le rotor de sustentation 5 autour de son axe de rotation AXR. Un capteur de vitesse de rotation rotor 42 peut mesurer la vitesse de rotation de l’arbre rotor 500.
Le calculateur embarqué 20, et par exemple le calculateur central 22, peut être relié à un capteur de pas moyen mesurant le pas moyen actuel des premières pales du rotor propulsif 8 et/ou à un capteur de vitesse air apte à mesurer la vitesse air vraie du giravion hybride et/ou un capteur de vitesse de rotation mesurant la vitesse de rotation des rotors propulsifs 8 et/ou un capteur de vitesse de rotation mesurant la vitesse de rotation du rotor de sustentation 5 et/ou un capteur de pas mesurant le pas collectif des deuxièmes pales du rotor de sustentation 5.
Par ailleurs, le calculateur embarqué 20 est relié à un indicateur 65 par des liaisons usuelles non représentées. Un tel indicateur comporte un écran 651 et éventuellement un calculateur voire même un des calculateurs précités.
L’indicateur 65 présente un chemin de déplacement 68 qui s’étend d’une première extrémité 69 jusqu’à une deuxième extrémité 70.
Selon le procédé de l’invention, le calculateur embarqué 20 transmet un signal à l’indicateur 65. En fonction de ce signal, l’indicateur 65 positionne un premier pointeur 66 sur le chemin de déplacement 68. La position du premier pointeur 66 est calculée par le calculateur embarqué 20 ou l’indicateur 65 et varie en fonction d’une première puissance P1 de l’installation motrice 2 consommée par le système propulsif 7.
De plus, l’indicateur 65 positionne un deuxième pointeur 67 sur le chemin de déplacement 68. La position du deuxième pointeur 67 est calculée par le calculateur embarqué 20 ou l’indicateur 65 et varie en fonction d’une deuxième puissance P2 de l’installation motrice 2 consommée par le rotor de sustentation 5.
En particulier, le premier pointeur 66 se rapproche selon un premier sens S1 de déplacement de la deuxième extrémité 70 lorsque la première puissance P1 augmente. A l’inverse, le deuxième pointeur 67 se rapproche de la première extrémité 69 selon un deuxième sens S2 de déplacement lorsque la deuxième puissance P2 augmente, le deuxième sens S2 étant opposé au premier sens S1.
En outre, un espace 71 variable sépare le premier pointeur 66 et le deuxième pointeur 67 tant que l’installation motrice 2 présente une marge de puissance par rapport à la puissance maximale associée au régime courant.
Par suite, une première distance DIS1 séparant la première extrémité 69 du premier pointeur 66 est établie pour être l’image de la première puissance P1, une deuxième distance DIS2 séparant la deuxième extrémité 70 du deuxième pointeur 67 étant l’image de la deuxième puissance P2. De plus, l’espace 74 séparant le premier pointeur 66 et le deuxième pointeur 67 s’étend sur une troisième DIS3 représentant une marge de puissance non utilisée de l’installation motrice 2 au régime courant tant que le premier pointeur 66 est agencé entre la première extrémité 69 et le deuxième pointeur 67. La quatrième distance DIS4 correspondant à la somme de la première distance DIS1, de la deuxième distance DIS 2 et de la troisième distance DIS 3 est l’image de la puissance maximale disponible au régime courant.
Eventuellement, l’indicateur 65 confère à une première zone Z1 située entre la première extrémité 69 et le premier pointeur 66 un premier fond visuellement identifiable pour faciliter la lecture des informations. L’indicateur 65 peut conférer à une deuxième zone Z2 située entre la deuxième extrémité 70 et le deuxième pointeur 67 un deuxième fond visuellement identifiable et éventuellement différent du premier fond. Par exemple, la première zone Z1 et la deuxième zone Z2 comportent des hachures et/ou des couleurs différentes.
Selon un exemple de calcul de la position des pointeurs 66, 67, le calculateur embarqué 20 détermine les valeurs de la première puissance P1 et de la deuxième puissance P2 et transmet ces valeurs ainsi que la puissance maximale à l’indicateur 65. L’indicateur 65 détermine alors une position cible dans l’indicateur 65 du premier pointeur 66 en fonction de la première puissance P1 et une position cible du deuxième pointeur 67 en fonction de ladite deuxième puissance P2. La puissance maximale peut être prise en compte. Selon un exemple, la première distance DIS1 est calculée en fonction du produit d’une constante et d’un quotient de la première puissance P1 et de la puissance maximale, la deuxième distance DIS2 étant calculée en fonction du produit de la dite constante et d’un quotient de la deuxième puissance P2 et de la puissance maximale.
Eventuellement, le calculateur embarqué 20 peut calculer la première puissance P1 à l’aide de la somme de la puissance consommée par chaque rotor propulsif. Cette puissance consommée par chaque rotor propulsif peut être obtenue en multipliant le couple de rotor propulsif 8 exercé sur l’arbre de rotor propulsif 90 et la vitesse de rotation de l’arbre de rotor propulsif 90 qui sont mesurés respectivement avec le couplemètre de rotor propulsif 37 et le capteur de vitesse de rotation de rotor propulsif 41. Alternativement, le calculateur embarqué 20 calcule la puissance consommée par chaque rotor propulsif 8 à l’aide de polaires mémorisées et de paramètres du rotor propulsif 8 tels que le rayon des deuxièmes pales, la vitesse en bout des premières pales du rotor propulsif, la vitesse air de l’aéronef, le pas des deuxièmes pales…
Eventuellement, le calculateur embarqué 20 peut calculer la deuxième puissance P2 consommée par le rotor de sustentation en multipliant le couple exercé sur l’arbre rotor 500 et la vitesse de rotation de l’arbre rotor 500 qui sont mesurés respectivement avec le couplemètre rotor 38 et le capteur de vitesse de rotation rotor 42.
Selon un autre exemple de calcul, le calculateur embarqué 20 détermine les valeurs d’un premier pas collectif courant des premières pales 9 et d’un deuxième pas collectif courant des deuxièmes pales 6. L’indicateur 65 détermine alors une position cible dans l’indicateur 65 du premier pointeur 66 en fonction du premier pas collectif courant et une position cible du deuxième pointeur 67 en fonction du deuxième pas collectif courant.
Quel que soit le calcul, chaque pointeur peut illustrer un pas collectif exprimé en puissance.
Selon un autre aspect, le premier pointeur 66 peut aussi pointer une échelle de vitesse air 75 du giravion hybride 1. Par exemple, le premier pointeur se déplace en parallèle de graduations 76 relatives chacune à une vitesse air.
Selon un autre aspect, le calculateur embarqué peut calculer au moins une première limite de pas 85 des premières pales 9 et transmettre un signal à l’indicateur porteur de cette première limite de pas. L’indicateur calcule l’emplacement d’un symbole représentant la première limite de pas 85, éventuellement via une conversion en équivalent de puissance, le long du chemin de déplacement et affiche ce symbole illustrant la première limite de pas 85 le long du chemin de déplacement 68.
Selon un autre aspect, le calculateur embarqué 20 peut calculer au moins une deuxième limite de pas 86 des deuxièmes pales 6, éventuellement via une conversion en équivalent de puissance, et transmettre un signal à l’indicateur porteur de cette deuxième limite de pas 86. L’indicateur calcule l’emplacement d’un symbole représentant la deuxième limite de pas 86 le long du chemin de déplacement et affiche ce symbole illustrant la deuxième limite de pas 86 le long du chemin de déplacement 68.
Selon un autre aspect et en référence à la réalisation de la figure 7, le chemin de déplacement 68 peut avoir la forme d’un premier arc de cercle 72. Le cas échéant, l’échelle de vitesse air 75 est positionnée sur un deuxième arc de cercle 77 accolé au premier arc de cercle 72, par exemple au dessus du premier arc de cercle 72.
Eventuellement, le premier arc de cercle 72 peut être situé au dessus d’un horizon artificiel 80 et/ou d’un cap 81.
Selon la réalisation de la figure 8, le premier pointeur 66 et le deuxième pointeur 67 peuvent être mobiles linéairement, par exemple le long d’une direction 78 superposée à une échelle de vitesse air 75 du giravion hybride 1, ladite une échelle de vitesse air 75 étant munie de graduations 76.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu’il n’est pas concevable d’identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.
Claims (12)
- Procédé pour faciliter le pilotage d’un giravion hybride (1), le giravion hybride (1) ayant un système propulsif (7) comprenant au moins un rotor propulsif (8) muni d’une pluralité de premières pales (9) ayant un premier pas variable au moins pour participer à l’avancement du giravion hybride (1), ledit giravion hybride (1) comprenant un rotor de sustentation (5) muni d’une pluralité de deuxièmes pales (6) ayant un deuxième pas variable au moins pour participer à la sustentation du giravion hybride (1), ledit giravion hybride (1) ayant une installation motrice (2) pourvue d’au moins un moteur (10) fonctionnant selon au moins un régime pour mettre en rotation ledit rotor de sustentation (5) et chaque rotor propulsif (8) dudit au moins un rotor propulsif (8),
caractérisé en ce que ledit procédé comporte l’étape suivante : affichage dans un unique indicateur (65) d’un premier pointeur (66) dont la position sur un chemin de déplacement (68) varie en fonction d’une première puissance (P1) de l’installation motrice (2) consommée par ledit système propulsif (7) et affichage d’un deuxième pointeur (67) dont la position sur ledit chemin de déplacement (68) varie en fonction d’une deuxième puissance (P2) de l’installation motrice (2) consommée par ledit rotor de sustentation (5), ledit chemin de déplacement (68) s’étendant d’une première extrémité (69) jusqu’à une deuxième extrémité (70), ledit premier pointeur (66) se rapprochant de la deuxième extrémité (70) sous condition d’une augmentation de la première puissance (P1) et ledit deuxième pointeur (67) se rapprochant de la première extrémité (69) sous condition d’une augmentation de la deuxième puissance (P2), un espace (71) variable séparant le premier pointeur (66) et le deuxième pointeur (67) représentant une marge de puissance non utilisée de ladite installation motrice (2) au dit régime tant que le premier pointeur (66) est agencé entre la première extrémité (69) et le deuxième pointeur (67). - Procédé selon la revendication 1,
caractérisé en ce que le premier pointeur (66) est mobile de la première extrémité (69) vers la deuxième extrémité (70) séparant selon un premier sens (S1) lorsque la première puissance (P1) croit, le deuxième pointeur (67) étant mobile de la deuxième extrémité (70) vers la première extrémité (69) selon un deuxième sens (S2) lorsque la deuxième puissance (P2) croit, une première distance (DIS1) la première extrémité (69) du premier pointeur (66) étant l’image de la première puissance (P1) et une deuxième distance (DIS2) séparant la deuxième extrémité (70) du deuxième pointeur (67) étant l’image de la deuxième puissance (P2). - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 2,
caractérisé en ce que ledit procédé comporte une étape de détermination avec un calculateur embarqué (20) de la première puissance (P1) et de la deuxième puissance (P2) ainsi qu’une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur (65) du premier pointeur (66) en fonction de ladite première puissance (P1) et une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur (65) du deuxième pointeur (67) en fonction de ladite deuxième puissance. - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 2,
caractérisé en ce que ledit procédé comporte une étape de détermination avec un calculateur embarqué (20) d’un premier pas collectif courant des premières pales (9) et d’un deuxième pas collectif courant des deuxièmes pales (6) ainsi qu’une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur (65) du premier pointeur (66) en fonction du premier pas collectif courant et une étape de détermination d’une position cible dans ledit indicateur (65) du deuxième pointeur (67) en fonction du deuxième pas collectif courant. - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4,
caractérisé en ce que ledit premier pointeur (66) pointe une échelle de vitesse air (75) du giravion hybride (1). - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5,
caractérisé en ce que le chemin de déplacement (68) a une forme de premier arc de cercle (72). - Procédé selon la revendication 6,
caractérisé en ce que ledit premier pointeur (66) pointant une échelle de vitesse air (75) du giravion hybride (1), ladite échelle de vitesse air (75) est positionnée sur un deuxième arc de cercle (77) accolé au premier arc de cercle (72). - Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 7,
caractérisé en ce que ledit premier arc de cercle (72) est situé au dessus d’un horizon artificiel (80). - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5,
caractérisé en ce que le premier pointeur (66) et le deuxième pointeur (67) sont mobiles linéairement le long d’une direction (78) superposée à une échelle de vitesse air (75) du giravion hybride (1). - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9,
caractérisé en ce que ledit procédé comporte une étape de détermination d’au moins une première limite de pas (85) des premières pales (9) et une étape d’affichage de ladite au moins une première limite de pas (85) en regard dudit chemin de déplacement (68). - Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 10,
caractérisé en ce que ledit procédé comporte une étape de détermination d’au moins une deuxième limite de pas (86) des deuxièmes pales et une étape d’affichage de ladite au moins une deuxième limite de pas (86) en regard dudit chemin de déplacement (68). - Giravion hybride (1), le giravion hybride (1) ayant un système propulsif (7) comprenant au moins un rotor propulsif (8) muni d’une pluralité de premières pales (9) ayant un premier pas variable au moins pour participer à l’avancement du giravion hybride (1), ledit giravion hybride (1) comprenant un rotor de sustentation (5) muni d’une pluralité de deuxièmes pales (6) ayant un deuxième pas variable au moins pour participer à la sustentation du giravion hybride (1), ledit giravion hybride (1) ayant une installation motrice (2) pourvue d’au moins un moteur (10) fonctionnant selon au moins un régime pour mettre en rotation ledit rotor de sustentation (5) et chaque rotor propulsif (8) dudit au moins un rotor propulsif,
caractérisé en ce que ledit giravion hybride (1) comporte un calculateur embarqué (20) et un indicateur (65) configurés pour appliquer le procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 11.
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| Date | Code | Title | Description |
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