FR3102856A1 - Procédé et dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion par analyse de son rotor. - Google Patents

Procédé et dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion par analyse de son rotor. Download PDF

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Abstract

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion (10) par analyse de son rotor (11). Ledit giravion comporte un fuselage et un rotor principal (11) muni d’une pluralité de pales (14) et tournant autour d’un axe (A1) d’un moyeu (13) du rotor (11) et dont l’extrémité (142) libre de chaque pale (14) décrit une trajectoire voisine d’un plan du disque (TPP). Ledit procédé permet de déterminer ladite vitesse air dudit giravion (10) dans un repère (X, Y, Z) solidaire dudit plan du disque (TPP) par résolution d’un modèle dudit rotor (11) mettant en relation un angle ( ) de pas d’au moins une pale (14) par rapport audit plan du disque (TPP) avec ladite vitesse air dudit giravion (10) et avec une vitesse auxiliaire. Ladite vitesse auxiliaire peut être une vitesse induite de l’air traversant ledit rotor (11) ou bien une vitesse axiale par rapport à l’air à l’infini amont dudit giravion (10). Figure abrégé : figure 1

Description

Procédé et dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion par analyse de son rotor.
La présente invention se situe dans le domaine des installations anémométriques équipant les giravions.
La présente invention concerne un procédé d’estimation d’une vitesse d’un giravion par rapport à l’air par analyse de son rotor ainsi qu’un dispositif d’estimation de cette vitesse par rapport à l’air. Ce procédé et ce dispositif se basent sur l’exploitation des pas cycliques, par rapport au plan du disque, des pales du rotor du giravion.
Les aéronefs sont classiquement équipés d’une installation anémométrique fournissant au pilote une indication de vitesse de l’aéronef par rapport à l’air. Par souci de simplification, on désignera par la suite la vitesse de l’aéronef par rapport à l’air par l’expression « vitesse air ».
Un repère orthonormé est usuellement défini par rapport au fuselage d’un aéronef par trois axes particuliers : un axe longitudinal orienté de l’arrière de l’aéronef vers l’avant de l’aéronef, un axe normal orienté du haut vers le bas perpendiculairement à l’axe longitudinal et un axe orienté de la gauche vers la droite perpendiculairement aux axes longitudinal et normal. Ces axes définissent ainsi un repère lié au fuselage, usuellement nommé « repère fuselage », ou « body frame » en langue anglaise.
Le terme « longitudinal » est relatif à toute projection d’un vecteur sur l’axe longitudinal. Le terme « latéral » est relatif à toute projection d’un vecteur sur l’axe latéral. Le terme « normal » est relatif à la projection sur l’axe normal de ce vecteur.
Pour ce qui est des mouvements de rotation, l’axe longitudinal de ce repère fuselage constitue également l’axe de roulis de l’aéronef, l’axe latéral constitue l’axe de tangage, et l’axe normal constitue l’axe de lacet. Les axes longitudinal et latéral sont généralement choisis de telle manière que le plan qu’ils forment soit sensiblement horizontal à la vitesse de croisière moyenne du giravion. Les axes longitudinal et normal forment quant à eux un plan de symétrie du fuselage de l’aéronef.
Une installation anémométrique traditionnellement utilisée en aéronautique met couramment en œuvre un tube de Pitot et une prise de pression statique, et permet de déduire la vitesse air de l’aéronef à partir des écarts entre des mesures de la pression statique de l’air, indépendante de la vitesse de l’aéronef, et de la pression totale de l’air impactant ledit tube de Pitot. Cependant, une telle installation anémométrique se révèle imprécise dans le domaine des basses vitesses. En outre, elle ne mesure correctement l’amplitude de la vitesse air que quand la direction de ladite vitesse air n’est pas trop écartée de l’axe du tube de Pitot, généralement sensiblement parallèle avec l’axe longitudinal de l’aéronef. On parle de cône de mesure du tube de Pitot généralement limité à des valeurs de l’ordre de ±20°. Dès lors, cette installation anémométrique ne permet pas de fournir une information vectorielle.
De plus, une telle installation anémométrique est sensible au carré de la vitesse d’avancement de l’aéronef qui est proche de la différence entre la pression statique et la pression totale de l’air. Il faut donc que ladite différence de pression soit suffisante pour déterminer une vitesse air stable et précise. Dès lors, une telle installation anémométrique ne peut pas fournir une bonne mesure aux basses vitesses air, typiquement quand la vitesse air est inférieure à 30 nœuds (30 kt). Pour rappel, une vitesse d’un nœud (1 kt) correspond à une distance égale à un mille marin ou mille nautique (1 NM) parcourue en une heure, à savoir une vitesse de 1852 mètres par heure (1852 m/h), ou encore une vitesse de 0.5144 mètre par seconde (0.5144 m/s).
Par ailleurs, un giravion est un aéronef comportant au moins un rotor principal assurant au moins la sustentation du giravion et généralement également sa propulsion. Ce rotor principal, également connu sous l’appellation de « voilure tournante », permet au giravion d’évoluer aussi bien en vol de croisière à vitesses élevées qu’en vol à basses vitesses, voire à des vitesses longitudinales négatives, ainsi qu’en vol stationnaire ou bien latéral.
Dès lors, les besoins en matière de mesure de la vitesse air diffèrent profondément entre un giravion et un aéronef à voilure fixe, leurs domaines de vol respectifs étant différents. En effet, un giravion nécessite la connaissance d’une vitesse air sur tout son domaine de vol et notamment pour les basses vitesses d’avancement aussi bien selon l’axe longitudinal que l’axe latéral. En outre, du fait de la capacité du giravion au vol latéral et arrière, une information de direction du vecteur vitesse air, en complément de son amplitude, serait utile.
De plus, l’utilisation d’au moins un rotor principal génère l’apparition dans l’environnement du giravion d’un flux d’air, sensiblement vertical aux basses vitesses, susceptible de perturber les mesures effectuées par une installation anémométrique conventionnelle muni d’un tube de Pitot. En outre, lorsque le giravion est à proximité du sol, par exemple en phase de décollage ou d’atterrissage, l’effet de sol sur ce flux d’air généré par le rotor principal peut amplifier ces perturbations sur les mesures de la vitesse air effectuée par des moyens conventionnels.
Dans ce contexte, d’autres méthodes de mesures de la vitesse air ont été développées procurant notamment des mesures de la vitesse air définie selon au moins deux axes, par exemple un axe longitudinal et un axe latéral de l’aéronef.
Par exemple, un anémomètre de type LORAS pour la désignation en langue anglaise « LOw-Range Airspeed System » exploite une paire de tubes de Pitot montés tête bèche et animés ensemble d’un mouvement de rotation de sorte à fournir, par démodulation de la mesure de pression différentielle entre les deux tubes, deux composantes de la vitesse air.
Selon un autre exemple, un anémomètre ultrasonique, utilisant l’émission et la réception d’ondes sonores de type ultrasons, permet de fournir une mesure de la vitesse air sur l’ensemble du domaine de vol d’un giravion.
Toutefois, ces deux techniques restent sensibles au flux d’air généré par le rotor principal d’un giravion et la vitesse air fournie manque de précision et de stabilité aux basses vitesses air.
Un anémomètre de type LIDAR pour la désignation en langue anglaise « LIght Detection And Ranging », permet de mesurer le vecteur vitesse air, y compris pour les basses vitesses air, par émission et réception d’un faisceau lumineux de type LASER (d’après la désignation en langue anglaise « Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation »). Cette mesure peut être effectuée à plusieurs mètres du giravion en un point de la masse d’air non perturbé par le flux d’air généré par le rotor principal. Cependant, d’une part la mise en œuvre de cette technique nécessite un appareillage coûteux et encombrant. D’autre part, cette technique exploite la présence d’aérosols et/ou de microparticules solides dans l’air afin de réfléchir le faisceau lumineux. Ces microparticules se trouvent principalement à des hauteurs modérées au-dessus du sol et cet anémomètre de type LIDAR ne fonctionne plus loin du sol.
D’autres types d’anémomètres ont été développés en ne cherchant pas, contrairement à l’anémomètre de type LIDAR, à écarter le lieu des mesures du flux d’air généré par le rotor principal, mais à utiliser ce flux d’air.
Notamment, l’anémomètre de type LASSIE pour la désignation en langue anglaise « Low AirSpeed Sensing Indication Equipment » utilise un tube de Pitot monté en girouette, positionné sous le rotor principal et s’alignant le long du flux d’air local, qui est une combinaison du flux d’air généré par le rotor principal et de du flux d’air généré par le déplacement du giravion. La topologie du champ de vitesse induite de ce flux d’air est fonction des caractéristiques du rotor principal et connue. En négligeant la striction de la veine d’air, ce flux d’air est purement vertical pour une vitesse air nulle et s’incline selon les variations de la vitesse air. Dès lors, en mesurant cette inclinaison, il est possible de déduire les composantes longitudinale et latérale de la vitesse air. L’anémomètre de type LASSIE requiert cependant une installation encombrante pour que la girouette soit suffisamment éloignée du fuselage afin que le flux d’air ne soit pas dévié par ce fuselage. Les organes extérieurs constituant le dispositif, par exemple l’articulation de la girouette, sont en outre exposés, donc vulnérables, alors qu’ils sont plus complexes, voire plus fragiles, qu’un tube de Pitot.
On connait également un anémomètre désigné par l’acronyme VIMI, signifiant « Vitesse Indiquée par des Moyens Internes », qui utilise des mesures de la commande du rotor principal et plus précisément de la commande des pas des pales pour déterminer les composantes longitudinale et latérale de la vitesse air. De tels anémomètres VIMI sont décrits dans les documents FR 2282644 et FR 2565270 et utilisent d’une part deux mesures de la position de la commande de pas cyclique des pales du rotor principal, correspondant respectivement au pas cyclique longitudinal et au pas cyclique latéral, et d’autre part des mesures de deux composantes du vecteur force spécifique, parfois nommé abusivement « accélération », du giravion selon respectivement les axes longitudinal et latéral.
Les deux mesures de la position de la commande des pas cycliques longitudinal et latéral fournissent un angle des pales du rotor principal par rapport au plan du moyeu, perpendiculaire à l’axe de l’arbre du rotor principal, et désigné par l’acronyme HP désignant en langue anglaise « Hub Plane ».
Les mesures des deux composantes longitudinale et latérale du vecteur force spécifique du giravion permettent de déterminer l’inclinaison du plan du disque rotor par rapport à un plan du fuselage formé par les axes longitudinal et latéral du repère fuselage. Au cours de leur rotation, les extrémités libres des pales d’un rotor d’un giravion décrivent des trajectoires sensiblement planes, et sensiblement identiques pour l’ensemble des pales du rotor. Le plan desdites trajectoires est nommé « plan du disque » et usuellement désigné par l’acronyme TPP, signifiant en langue anglaise « Tip Path Plane ».
Des moyens de calcul de cet anémomètre décrits dans les documents FR 2282644 et FR 2565270 réalisent ensuite une soustraction entre des mesures des pas cycliques longitudinal et latéral des pales et des mesures de pseudo-assiettes du giravion pour déterminer, en appliquant une relation linéaire au résultat de ladite soustraction, les composantes longitudinale et latérale de la vitesse air.
Toutefois, les emplacements des capteurs exploités par un tel anémomètre, ainsi que les hypothèses simplificatrices utilisées – par exemple la direction de la normale au disque reflétée par la direction du vecteur force spécifique et le coefficient de proportionnalité entre pas des pales et vitesse qui est invariant – limitent le domaine d’utilisation d’un tel anémomètre ainsi que sa précision.
Il apparait donc qu’aucune installation anémométrique connue ne permet de fournir une mesure satisfaisante de la vitesse air pour un giravion sur tout son domaine de vol de façon simple et économique. Il est pourtant souhaitable que des informations d’amplitude et de direction de la vitesse air d’un giravion sur la totalité du domaine de vol soient disponibles.
La présente invention propose ainsi un procédé d’estimation d’une vitesse air d’un giravion par rapport à l’air ainsi qu’un anémomètre permettant de s’affranchir des limitations mentionnées ci-dessus. En particulier, la présente invention permet d’estimer une ou plusieurs composantes d’une vitesse air du giravion qui soient stables et précises sur tout le domaine de vol du giravion sans requérir de calibration coûteuse en temps d’immobilisation du giravion et sans subir les perturbations du flux d’air généré par la voilure tournante de ce giravion.
Dans ce but, l’invention a tout d’abord pour objet un procédé d’estimation d’une vitesse d’un giravion par rapport à l’air. Le giravion comporte un fuselage et au moins un rotor tournant autour d’un axe A1 d’un mât du rotor, cet au moins un rotor étant muni d’un mât, d’un moyeu et d’une pluralité de pales. Chaque pale comporte une première extrémité liée et une seconde extrémité libre, chaque pale étant mobile en rotation autour au moins d’un axe de battement et d’un axe de pas, la seconde extrémité libre d’une pale décrivant une trajectoire voisine d’un plan moyen et commun à toutes les pales dit « plan du disque » TPP lors d’une rotation de la pale. Une direction longitudinale X du plan du disque TPP est orientée de l’arrière du giravion vers l’avant du giravion, une direction latérale Y du plan du disque TPP étant orientée de gauche à droite perpendiculairement à la direction longitudinale X,
Un repère (X, Y, Z) peut ainsi être défini par la direction longitudinale X, la direction latérale Y et une direction normale Z perpendiculaire au plan du disque TPP. Ce repère (X, Y, Z) est lié au plan du disque TPP, mais est non tournant par rapport au fuselage du giravion.
Le moyeu est lié au mât et chaque pale est liée au moyeu par sa première extrémité. L’axe A1 du mât du rotor est généralement proche de l’axe de lacet du giravion, un angle faible, typiquement de 3 ou 4 degrés (3 ou 4°) vers l’avant du giravion, séparant l’axe A1 du mât du rotor et l’axe de lacet.
Ce procédé est remarquable en ce qu’il comporte les étapes suivantes :
  • estimation d’un angle de pas d’au moins une pale par rapport au plan du disque TPP,
  • détermination d’une vitesse auxiliaire du giravion, la vitesse auxiliaire étant :
    • soit une vitesse induite de l’air traversant le rotor,
    • soit une vitesse axiale par rapport à l’air à l’infini amont du giravion,
  • détermination de la vitesse du giravion par rapport à l’air dans un repère solidaire du plan du disque TPP par résolution d’un modèle du rotor, le modèle prenant la forme d’équations mettant en relation l’angle de pas d’au moins une pale avec la vitesse par rapport à l’air du giravion et avec la vitesse auxiliaire.
La vitesse air du giravion dans un repère solidaire du plan du disque TPP peut être définie par un vecteur, par une ou plusieurs composantes de ce vecteur définies par exemple dans le repère (X, Y, Z). La vitesse air du giravion dans un repère solidaire du plan du disque TPP peut alternativement être définie uniquement par le module de ce vecteur.
Le procédé selon l’invention peut être appliqué à tout rotor du giravion, tel qu‘un rotor principal assurant au moins partiellement la sustentation voire la propulsion du giravion, un rotor arrière anticouple, voire une hélice de propulsion du giravion. De préférence, ce procédé est toutefois appliqué au rotor principal du giravion.
Le modèle du rotor reflète la mécanique du vol du giravion et en particulier le comportement du rotor de ce giravion. Le modèle du rotor met en relation l’angle de pas d’au moins une pale avec la vitesse air du giravion et avec la vitesse auxiliaire.
De la sorte, le procédé selon l’invention permet par résolution de ce modèle du rotor d’estimer la vitesse air du giravion, de façon précise, avantageusement sur l’ensemble du domaine de vol du giravion, y compris aux basses vitesses air.
L’angle de pas d’une pale autour de son axe de pas peut se décomposer en un pas collectif, un pas cyclique longitudinal et un pas cyclique latéral. Le pas collectif est égal à une valeur moyenne du pas sur un tour complet de la pale alors que le pas cyclique longitudinal est égal à la demi-différence entre les valeurs maximale et minimale de l’angle . Le pas cyclique se décompose en outre en une composante longitudinale et une composante latérale définies par les angles d’azimut des positions de la pale où l’angle connaît lesdites valeurs maximale et minimale.
Le modèle du rotor peut comporter un jeu d’équations analytiques établies par la théorie de la mécanique de vol du giravion, définissant l’angle de pas d’au moins une pale en fonction de la vitesse par rapport à l’air du giravion et de la vitesse auxiliaire.
Le jeu d’équations comporte par exemple des équations exprimant l’angle de pas en fonction de la vitesse du giravion par rapport à l’air et de la vitesse auxiliaire. En particulier, le jeu d’équations peut mettre en relation les pas collectif, cyclique longitudinal et cyclique latéral d’une pale par rapport au plan du disque TPP en fonction de la vitesse air du giravion et d’une vitesse auxiliaire.
Dès lors, la connaissance de l’angle de pas d’une ou plusieurs pales et d’une vitesse auxiliaire ou bien du pas collectif, cyclique longitudinal et cyclique latéral d’au moins une pale par rapport au plan du disque TPP et d’une vitesse auxiliaire permet par résolution de ce modèle de déterminer la vitesse air du giravion, par exemple des composantes de cette vitesse air dans le repère (X,Y,Z) du plan du disque TPP ou dans un repère fuselage solidaire dudit fuselage du giravion.
Le jeu d’équations de ce modèle peut être résolu par exemple par la méthode de Newton-Raphson par l’intermédiaire d’un calculateur. Un calculateur peut comprendre par exemple au moins un processeur et au moins une mémoire, au moins un circuit intégré, au moins un système programmable, au moins un circuit logique, au moins un circuit analogique, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l’expression « calculateur ». Le calculateur peut être un calculateur dédié à la réalisation de ce procédé ou bien un calculateur du giravion ayant une pluralité de fonctions.
Afin de résoudre ce modèle du rotor du giravion, une estimation de l’angle de pas d’au moins une pale doit être connu par rapport au plan du disque TPP ainsi qu’une vitesse auxiliaire du giravion, cette vitesse auxiliaire pouvant être la vitesse induite de l’air traversant le rotor ou bien la vitesse air axiale à l’infini amont du giravion.
Quel que soit le plan de référence, l’angle de pas d’une pale autour de son axe de pas peut être défini en fonction de la position en azimut ψ de cette pale et se décomposer selon le pas collectif , le pas cyclique longitudinal selon l’axe longitudinal du giravion et le pas cyclique latéral selon l’axe latéral du giravion. Cet angle varie selon une fonction périodique du temps t, la période de cette fonction étant égale à 2π/Ω, Ω étant la vitesse de rotation de la pale exprimée en radians par seconde. Cet angle d’une pale peut ainsi s’exprimer sous la forme d’un développement en série de Fourier en fonction de la position en azimut ψ de la pale tel que :
[Math 1] ,
avec
,
 : composante continue constituant le pas collectif de la pale,
et  : coefficients de la composante fondamentale, désignée également composante harmonique de rang 1, correspondant à la fréquence Ω/2π, et
et  : coefficients de l’harmonique de rang i, d’amplitudes usuellement négligeables sur un rotor dont les pas des pales sont commandés par un plateau cyclique, i étant un entier supérieur ou égal à 2.
Le pas collectif est la composante continue de cette décomposition en série de Fourier, et correspond donc à une valeur moyenne au cours du temps de l’angle . Les coefficients de la composante fondamentale et constituent des estimations respectivement du pas cyclique longitudinal et du pas cyclique latéral. Ces coefficients de la composante fondamentale et sont les coefficients des fonctions cosinus et sinus de l’harmonique de rang 1 de cette décomposition en série de Fourier. Le développement en série de Fourier de l’angle d’une pale peut être limité à l’harmonique de rang 1 :
[Math 2] .
Le pas collectif d’une pale est invariant au changement de plan de référence entre le plan du disque TPP et le plan moyeu HP. A contrario, les pas cycliques longitudinal et latéral de la pale dépendent du plan de référence. Les pas cycliques longitudinal et latéral de la pale sont notamment différents selon qu’ils sont exprimés par rapport au plan du disque TPP ou bien par rapport au plan moyeu HP.
L’estimation de l’angle de pas d’une pale peut ainsi être obtenue directement par rapport au plan du disque TPP, par exemple par l’intermédiaire d’un ou plusieurs capteurs agencés sur ou bien dans la pale, ou bien dans ou à proximité de leur articulation de pas. De la sorte, le procédé selon l’invention évite l’utilisation d’une mesure visant à déterminer l’inclinaison de ce plan du disque TPP par rapport au plan moyeu HP supprimant ainsi avantageusement une source d’erreur, constituée d’une part par l’erreur de l’instrument de mesure et d’autre part par les termes négligés dans les hypothèses sur lesquelles se base l’estimation de l’inclinaison du plan du disque TPP par rapport au plan moyeu HP. Pour rappel, avec un anémomètre de type VIMI, l’inclinaison du plan du disque TPP est mesurée de manière indirecte par l’intermédiaire des forces spécifiques s’appliquant au fuselage du giravion dans un repère lié au fuselage du giravion.
L’angle d’une pale peut être exprimé dans le repère (X, Y, Z) attaché au plan du disque TPP par la relation :
[Math 3] , avec
L’estimation de l’angle de pas d’une pale peut ainsi être également obtenue par l’intermédiaire d’un ou plusieurs capteurs positionnés dans un repère solidaire du fuselage du giravion. Dans ce cas, l’estimation de l’angle de pas peut comporter les étapes suivantes :
  • mesure d’une force spécifique s’appliquant au fuselage du giravion dans un repère solidaire du fuselage du giravion,
  • estimation d’au moins un angle d’inclinaison du plan du disque TPP par rapport au plan du moyeu HP à partir d’une mesure de la force spécifique s’appliquant au fuselage du giravion,
  • mesure d’un angle de pas dans un repère solidaire du fuselage, l’angle de pas comportant une composante collective et une composante cyclique, et
  • estimation de l’angle de pas de la pale en fonction de l’angle de pas et dudit au moins un angle d’inclinaison du plan du disque TPP.
La force spécifique s’appliquant au fuselage du giravion peut être décrite par exemple par un vecteur, définissant ainsi la direction et le module de cette force spécifique. La mesure de cette force spécifique du fuselage du giravion est par exemple obtenue par un dispositif de type AHRS pour la désignation en langue angulaire « Attitude and Heading Reference System » ou bien par une centrale inertielle, ou encore par un « accéléromètre » triaxial.
Ledit au moins un angle d’inclinaison du plan du disque TPP par rapport au plan moyeu HP peut alors être déterminé à partir de la direction de cette force spécifique du fuselage du giravion, cette force spécifique étant sensiblement normale au plan du disque TPP.
La composante cyclique peut se décomposer en une composante cyclique longitudinale et une composante cyclique latérale. Ledit au moins un angle d’inclinaison du plan du disque TPP comporte par exemple une composante cyclique longitudinale selon l’axe longitudinal du giravion et une composante cyclique latérale du plan du disque TPP selon l’axe longitudinal du giravion. La composante cyclique longitudinale est par exemple estimée par le calcul d’un rapport entre une composante de force spécifique longitudinale du fuselage du giravion, à savoir parallèle à l’axe longitudinal du giravion, et une composante de force spécifique normale du fuselage du giravion, à savoir parallèle à l’axe normal du giravion. La composante cyclique latérale est par exemple estimée par le calcul d’un rapport entre une composante de force spécifique latérale du fuselage du giravion, à savoir parallèle à l’axe latéral du giravion, et d’une composante de force spécifique normale du fuselage du giravion, à savoir parallèle à l’axe normal du giravion.
De la sorte, on peut écrire les deux équations suivantes :
[Math 4] et
[Math 5] ,
avec , et étant respectivement les composantes longitudinale, latérale et normale de la force spécifique appliquée au fuselage du giravion.
Une estimation plus précise de la composante cyclique longitudinale de l’angle d’inclinaison du plan du disque TPP peut être obtenue en prenant également en compte une estimation d’une traînée aérodynamique du fuselage.
Une estimation plus précise de la composante cyclique latérale de l’angle d’inclinaison du plan du disque TPP peut être obtenue en prenant également en compte une estimation d’une poussée latérale d’un dispositif anticouple du giravion.
La mesure de l’angle de pas par rapport au plan moyeu HP est par exemple effectuée par un dispositif de mesure solidaire du moyeu du rotor du giravion. L’angle de pas comporte une composante collective et une composante cyclique. La composante cyclique peut se décomposer en une composante cyclique longitudinale et une composante cyclique latérale. La composante collective et les composantes cycliques longitudinale et latérale peuvent être mesurées par exemple sur une partie non tournante d’un plateau cyclique du rotor et commandant les variations de pas collectif et cyclique des pales ou encore sur une articulation de pas de la pale. La composante collective et les composantes cycliques longitudinale et latérale peuvent également être mesurées au niveau d’un dispositif de commande du pas des pales, par exemple un levier de commande du pas collectif et un manche de commande des pas cycliques.
Le changement de plan de référence du plan du disque TPP au plan moyeu HP pour les pas cycliques longitudinal et latéral s’écrivent :
[Math 6] et
[Math 7] ,
avec et  : inclinaison du plan du disque TPP par rapport au plan moyeu HP respectivement selon une direction longitudinale et une direction latérale du giravion.
Par ailleurs, lorsque la vitesse auxiliaire est la vitesse air axiale à l’infini amont du giravion, la détermination de la vitesse auxiliaire peut comporter les étapes suivantes :
  • estimation d’une altitude barométrique du giravion, par exemple par l’intermédiaire d’un capteur de pression statique, et
  • détermination de la vitesse air infinie amont égale à une dérivée par rapport au temps de l’altitude barométrique du giravion.
L’altitude barométrique du giravion est estimée en fonction de la pression atmosphérique extérieure au giravion, par exemple par un altimètre barométrique, cette pression atmosphérique extérieure au giravion variant en fonction de l’altitude du giravion. La vitesse air infinie amont peut alors être déterminée par l’intermédiaire d’un calculateur dédié à la réalisation de ce procédé ou bien un calculateur du giravion partagé.
Une estimation plus précise de la vitesse air axiale à l’infini amont peut être obtenue en utilisant également une mesure de la température statique de l’air au voisinage du giravion.
Lorsque la vitesse auxiliaire est la vitesse induite de l’air traversant le rotor, la détermination de la vitesse auxiliaire peut comporter les étapes suivantes :
  • estimation de la portance du rotor du giravion,
  • calcul de la vitesse induite en fonction de la portance et d’une aire d’une surface balayée par les pales du rotor et d’une vitesse d’avancement du giravion.
L’estimation de la portance du rotor peut être réalisée de différentes façons. Par exemple, la portance du rotor du giravion s’oppose principalement au poids apparent du giravion. D’autres termes, tels qu’une estimation de la traînée verticale du fuselage du giravion par exemple, peuvent également être pris en compte dans le calcul de la portance. L’estimation de la portance du rotor peut alors comporter les sous-étapes suivantes :
  • estimation de la masse du giravion,
  • mesure d’une composante normale d’une force spécifique s’exerçant sur le fuselage du giravion,
  • estimation d’un poids apparent du giravion en fonction de la masse et de la force spécifique s’exerçant sur le fuselage du giravion, et
  • calcul de la portance en fonction du poids apparent.
La masse du giravion peut être connue au moment du décollage du giravion, la masse de carburant consommée étant retranchée de cette masse au décollage afin d’estimer la masse du giravion à n’importe quelle date ultérieure.
La force spécifique s’exerçant sur le fuselage du giravion est, comme évoqué précédemment, formée par exemple par un vecteur définissant ainsi la direction et le module de cette force spécifique.
L’estimation du poids apparent du giravion et le calcul de la portance du rotor sont réalisés par l’intermédiaire d’un calculateur.
Selon un autre exemple, la portance du rotor du giravion peut aussi être estimée en fonction d’une conicité du rotor et des moments d’inertie de la pale. En effet, lors de la rotation du rotor, les pales décrivent un cône suite au mouvement des pales autour de leurs axes respectifs de battement. La conicité du rotor caractérise ce cône décrit par les pales. La conicité du rotor est par exemple définie par la valeur moyenne de l’angle de battement des pales, une faible conicité représentant un rotor presque plan.
L’estimation de la portance du rotor peut alors comporter les sous-étapes suivantes :
  • estimation d’une conicité du rotor,
  • estimation de la vitesse de rotation du rotor, et
  • calcul de la portance en fonction de la conicité, d’un moment d’inertie de chaque pale autour de son axe de battement, du nombre de pales et de la vitesse de rotation du rotor.
L’estimation de la conicité du rotor peut être faite à partir d’un capteur d’angle intégré à l’articulation de battement d’une pale.
La vitesse de rotation du rotor est une information classiquement disponible dans un giravion et estimée par un dispositif de mesure dédié. Les moments d’inertie d’une pale autour de son axe de battement sont des constantes connues par construction.
Ensuite, connaissant la portance du rotor, la vitesse induite peut être calculée, par l’intermédiaire d’un calculateur, en utilisant par exemple la théorie de Froude, en fonction :
  • i) de la portance,
  • ii) d’une aire d’une surface balayée par les pales du rotor ; et
  • iii) de la vitesse d’avancement.
La vitesse air du giravion, déterminée selon l’invention à partir du modèle du rotor, est constituée par exemple d’une projection longitudinale et d’une projection latérale sur le plan du disque TPP, selon respectivement les directions longitudinale X et latérale Y du repère (X, Y, Z) attaché à ce plan du disque TPP.
La vitesse air du giravion déterminée selon l’invention à partir du modèle du rotor peut alternativement, lorsque la vitesse auxiliaire utilisée dans le modèle du rotor est la vitesse induite, être constituée d’une projection longitudinale , d’une projection latérale sur le plan du disque TPP, selon respectivement les directions longitudinale X et latérale Y du repère (X, Y, Z), ainsi que d’une projection normale perpendiculaire au plan du disque TPP.
Le jeu d’équations du modèle du rotor peut être déterminé par exemple en exprimant l’équilibre du disque rotor du giravion. Pour cela, on peut exprimer l’égalité de la portance de l’ensemble des pales du rotor prédite par la théorie des éléments de pales avec la portance de ce rotor prédite par la théorie de Froude. On peut exprimer par ailleurs que les deux termes de moment, longitudinal et latéral, sont nuls si les articulations de battement des pales sont faiblement excentrées.
Si l’excentrement desdites articulations est non nul, on peut améliorer la précision des calculs en exprimant l’égalité entre les deux termes de moment avec les termes de moment résultant des deux composantes d’inclinaison du disque.
Un exemple d’un tel modèle théorique de la mécanique du vol des rotors de giravion permettant la détermination d’un tel jeu d’équations a été détaillé dans une publication « Helicopter theory » de Wayne Johnson, 1994, notamment page 193 :
On notera que toutes les variations possibles de la formulation de ces équations sont couvertes par la présente invention. Ainsi, par exemple, Wayne Johnson fait l’hypothèse simplificatrice que la vitesse induite est uniformément répartie sur toute la surface du disque rotor, ce qui a pour effet que ses équations ne reflètent pas le phénomène connu sous l’appellation de « bosse de manche latérale ». Toutefois, ladite bosse de manche latérale peut être modélisée, par exemple par le biais d’une répartition longitudinale linéaire de la vitesse induite, selon le model dit « de Blake & White » décrit dans le document « A Survey of Non Uniform Inflow Models for Rotorcraft Flight Dynamics and Control Applications » de Robert T.N. Chen, 1980, NASA Technical Memorandum 102219. L’utilisation de l’une ou de l’autre des formulations, de même que de l’une quelconque de leurs combinaisons, ne sort pas du cadre de la présente invention.
Trois termes de vitesse interviennent dans ces équations, à savoir : la composante radiale qui est la projection de la vitesse air dans le plan du disque TPP ; la composante axiale de la vitesse air qui est une projection de la vitesse air sur la direction normale Z du plan du disque TPP ; et la vitesse induite de l’air traversant le rotor. On notera pourtant que le caractère tridimensionnel, caractéristique de la vitesse air d’un giravion, n’y apparait pas. Seules deux termes de vitesse ( et ) sont des projections du vecteur vitesse air du giravion, sachant que le terme de vitesse induite n’est qu’une conséquence de la charge du disque rotor et n’est pas une composante de la vitesse air du giravion. Ceci est une conséquence de la symétrie de révolution d’un rotor. Du fait de cette symétrie, il est possible de mener une analyse dans le plan contenant la composante radiale de la vitesse air du giravion et ainsi de réduire la complexité du problème de trois dimensions à deux dimensions. Ces équations étant établies, il convient ensuite de relier et aux trois composantes de la vitesse 3D du giravion. Ceci est réalisé par l’introduction d’un dérapage β du giravion, défini comme l’angle entre la direction portant la composante radiale et la projection de la direction longitudinale sur le plan du disque TPP, à savoir la direction longitudinale X du repère (X, Y, Z) attaché au plan du disque TPP, et permet ainsi de positionner la composante radiale de la vitesse air du giravion dans ce repère (X, Y, Z).
Dès lors, une composante longitudinale et une composante latérale sont définies selon respectivement des projections de la composante radiale sur les directions longitudinale X et latérale Y. Il en résulte les relations suivantes entre ( , ) d’une part, et ( ,  ) d’autre part :
[MATH 9] et
[MATH 10] .
Ensuite, on peut déduire des relations [MATH 8] précédentes un jeu de trois équations exprimant les pas cycliques longitudinal et latéral d’une pale ainsi que le pas collectif , de la pale aux trois quarts de son envergure à partir de l’axe A1 du mât du rotor en fonction notamment des trois termes de vitesse , et .
Par la suite, le procédé selon l’invention permet la résolution de ce jeu d’équations afin d’estimer les composantes longitudinale , latérale et axiale de la vitesse air du giravion dans le repère (X, Y, Z) solidaire au plan du disque TPP.
Ce jeu d’équations n’ayant pas de solution analytique, les estimations des composantes de la vitesse air du giravion peuvent être effectuées selon des méthodes connues, par exemple la méthode de Newton-Raphson.
Le procédé peut aussi comporter une étape de transfert des composantes de la vitesse air du giravion du repère (X, Y, Z) solidaire du plan du disque TPP vers un repère solidaire du fuselage du giravion, par exemple un repère solidaire du plan moyeu HP en appliquant les relations [MATH 6] et [MATH 7].
Le procédé selon l’invention permet avantageusement d’estimer des composantes longitudinale, latérale et éventuellement axiale de la vitesse air du giravion précises sur tout le domaine de vol du giravion, à savoir depuis le vol stationnaire à vitesse d’avancement nulle aux vols de croisière à vitesse d’avancement élevée.
Ces composantes longitudinale, latérale et éventuellement axiale de la vitesse air du giravion peuvent être exprimées dans le repère (X, Y, Z) attaché au plan du disque TPP ou bien dans un repère fuselage du giravion.
La présente invention a également pour objet un dispositif d’estimation d’une vitesse d’un giravion par rapport à l’air.
Ce dispositif est destiné à un giravion comportant notamment un fuselage et au moins un rotor tournant autour d’un axe A1 du mât du rotor et muni d’un mât, d’un moyeu et d’une pluralité de pales, chaque pale comportant une première extrémité liée et une seconde extrémité libre. Le moyeu est solidaire du mât et chaque pale est liée par sa première extrémité au moyeu. De plus, chaque pale est mobile en rotation autour d’un axe de pas de la pale, la seconde extrémité libre de chaque pale décrivant, lors d’une rotation, une trajectoire sensiblement plane, voisine d’un plan moyen définissant le plan du disque TPP.
Ce dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion comporte au moins un calculateur et une pluralité de capteurs. Ce dispositif est configuré pour mettre en œuvre le procédé précédemment décrit, au moins un desdits capteurs étant susceptible de mesurer un angle de pas d’une pale du rotor du giravion. Ce dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion constitue ainsi un anémomètre basé sur l’exploitation des pas, par rapport au plan du disque, des pales du rotor du giravion et permet de déterminer des estimations de composantes d’une vitesse air du giravion, par exemple une composante longitudinale et d’une composante latérale de cette vitesse air.
Selon un premier mode de réalisation de ce dispositif, au moins un des capteurs permet de mesurer un angle de pas par rapport au plan du disque TPP.
Selon un second mode de réalisation de ce dispositif, au moins un des capteurs permet de mesurer un angle de pas par rapport à un plan moyeu HP perpendiculaire à l’axe A1 du mât du rotor.
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 figures 1 et 2, des giravions équipés d’un dispositif d’estimation d’une vitesse air d’un giravion,
  • la figure 3, une représentation du disque rotor et des composantes de la vitesse air, et
  • la figure 4, un schéma-bloc reliant les composantes de la vitesse air et les pas des pales.
Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d’une seule et même référence.
De façon commune aux figures 1 et 2, un giravion 10 comporte un rotor principal 11 positionné au-dessus d’un fuselage 16 du giravion 10 et un rotor arrière 18 anticouple positionné à l’extrémité arrière d’une poutre de queue 19.
Un repère fuselage (XF, YF, ZF) est attaché à ce giravion 10, et plus particulièrement à son centre de gravité. Un axe longitudinal XF du giravion 10 est orienté de l’arrière du giravion 10 vers l’avant du giravion 10. Un axe normal ZF est orienté de haut en bas perpendiculairement à la direction longitudinale XF et un axe latéral YF est orienté de gauche à droite perpendiculairement aux axes longitudinal XF et normal ZF.
Le rotor principal 11 comporte un mât 12, un moyeu 13 et des pales 14. Chaque pale 14 comporte par une première extrémité 141 liée au moyeu 13 et une seconde extrémités 142 libre. Le mât 12 est solidaire du moyeu 13 et entraîne en rotation, autour d’un axe A1 du mât 12, le moyeu 13 ainsi que les pales 14. Chaque pale 14 est également mobile en rotation autour de son axe de pas ainsi qu’autour de son axe de battement et de son axe de traînée (non représentés).
Dès lors, au cours d’une rotation du rotor principal 11 autour de l’axe A1, le moyeu 13 se déplace dans un plan moyeu HP perpendiculaire à un axe A1 du mât 12 alors que la seconde extrémité 142 libre de chaque pale 14 décrit une trajectoire sensiblement plane, voisine d’un plan moyen dit « plan du disque TPP ». La trajectoire de la seconde extrémité 142 libre de chaque pale 14 est située de part et d’autre du plan du disque TPP et la projection de cette trajectoire dans le plan du disque TPP est sensiblement circulaire.
Un autre repère fuselage (XR, YR, ZR) peut également être lié au fuselage 16 du giravion 10 et plus précisément solidaire du plan moyeu HP. Ce repère (XR, YR, ZR) est non tournant par rapport au fuselage 16, un axe longitudinal XRétant formé par une projection sur le plan moyeu HP de l’axe longitudinal XFdu repère fuselage (XF, YF, ZF), un axe latéral YRest formé par une projection sur le plan moyeu HP de l’axe latéral YFet un axe normal ZRest orienté perpendiculairement au plan moyeu HP, du haut vers le bas.
Un repère (X, Y, Z) peut aussi être solidaire du plan du disque TPP. Ce repère (X, Y, Z) est non tournant par rapport au fuselage 16 du giravion 10, une direction longitudinale X étant formée par une projection sur le plan du disque TPP de l’axe longitudinale XFdu repère fuselage (XF, YF, ZF), une direction latérale Y est formée par une projection sur le plan du disque TPP de la direction latérale YFet une direction normal Z est orientée perpendiculairement au plan du disque TPP, du haut vers le bas.
De plus, le giravion 10 peut comporter un dispositif de type AHRS 6 fournissant notamment des forces spécifiques s’appliquant au fuselage 16 du giravion 10 selon par exemple les directions XF, YF, ZFainsi qu’un dispositif d’estimation d’une vitesse air 1. Ce dispositif d’estimation d’une vitesse air 1 est basé sur l’exploitation des pas cycliques, par rapport au plan du disque, des pales 14 et permet notamment d’estimer les composantes longitudinale , latérale et éventuellement axiale de la vitesse air du giravion 10.
Le dispositif d’estimation d’une vitesse air 1 comporte un calculateur 2 muni d’une mémoire 3 et permet la réalisation d’un procédé d’estimation d’une vitesse air d’un giravion afin de déterminer des estimations des composantes d’une vitesse air du giravion 10.
La mémoire 3 du calculateur 2 stocke au moins un algorithme pour la réalisation de ce procédé ainsi qu’au moins un modèle du rotor issu de la mécanique de vol du giravion 10 définissant un équilibre du disque rotor et prenant la forme d’équations reliant l’angle de pas d’au moins une pale 14 avec la vitesse air du giravion 10 et avec une vitesse auxiliaire, par exemple la vitesse induite de l’air traversant le rotor 11 ou bien une vitesse axiale par rapport à l’air à l’infini amont du giravion 10.
Le modèle du rotor peut comporter un jeu d’équations analytiques de la mécanique de vol reliant notamment les pas cycliques longitudinal et latéral des pales 14 aux composantes longitudinale , latérale et éventuellement axiale de la vitesse air du giravion 10 et à la vitesse auxiliaire.
Le procédé d’estimation d’une vitesse air d’un giravion comporte tout d’abord une étape d’estimation d’un angle de pas d’au moins une pale 14 par rapport au plan du disque TPP réalisé par le dispositif d’estimation d’une vitesse air 1.
Selon la figure 1, le dispositif d’estimation d’une vitesse air 1 comporte également un capteur barométrique 8 et un premier capteur 4. Le premier capteur 4 peut être agencé sur une pale 4 ou bien dans une pale 4 et mesure un paramètre angulaire caractéristique du mouvement de la pale 14. De la sorte, le premier capteur 4 permet d’estimer un angle de pas de la pale 14 par rapport au plan du disque TPP. Cet angle de pas peut se décomposer en un pas collectif , un pas cyclique longitudinal et un pas cyclique latéral de la pale 14.
Selon la figure 2, le dispositif d’estimation d’une vitesse air 1 comporte un calculateur 2 muni d’une mémoire 3 ainsi qu’un capteur barométrique 8, un deuxième capteur 5 et un troisième capteur 7. Le deuxième capteur 5 peut être agencé par exemple sur une partie non tournante d’un plateau cyclique 17 commandant les variations de pas des pales 4 comme représenté sur la figure 2 ou bien au niveau d’un dispositif de commande de la variation de pas des pales 4. Le deuxième capteur 5 mesure ainsi directement ou indirectement un angle de pas par rapport au plan moyeu HP. L’angle de pas comporte une composante collective et une composante cyclique pouvant se décomposer en une composante cyclique longitudinale et une composante cyclique latérale .
La figure 3 représente de façon schématique le rotor 11 ainsi que le plan du disque TPP et le plan moyeu HP. L’axe A1 du mât 12 du rotor 11 est incliné de quelques degrés, typiquement 3 à 4°, vis-à-vis de l’axe normal ZF. Dès lors, le plan moyeu HP est incliné par rapport à un plan horizontal formé par les directions longitudinale XF et latérale YF. De plus, au cours d’un vol du giravion 10, le plan du disque TPP est généralement incliné par rapport au plan moyeu HP, à l’exception du cas particulier d’un vol avec une vitesse air nulle, à savoir un vol stationnaire vis-à-vis de la masse d’air.
Le plan du disque TPP et le plan moyeu HP n’étant généralement pas parallèles, les pas cycliques longitudinal et latéral de chaque pale 14 du rotor 11 sont différents suivant s’ils sont mesurés par rapport au plan du disque TPP ou bien par rapport au plan moyeu HP. Les relations de passage entre ces mesures de pas cycliques s’écrivent alors :
[Math 6] et
[Math 7] ,
avec et , la composante cyclique longitudinale et la composante cyclique latérale de l’angle d’inclinaison du plan du disque TPP par rapport au plan moyeu HP respectivement selon l’axe longitudinal XFet l’axe latéral YF.
Le calculateur 2 de ce dispositif d’estimation d’une vitesse air 1 peut estimer l’angle de pas de la pale 14 en fonction de l’angle de pas et d’au moins un angle d’inclinaison de ce plan du disque TPP par rapport au plan moyeu HP, cet au moins un angle d’inclinaison étant lui même estimé à partir d’une force spécifique s’appliquant au fuselage 16 du giravion 10 mesurée par le dispositif de type AHRS 6. Cet au moins un angle d’inclinaison peut comporter la composante cyclique longitudinale et la composante cyclique latérale , permettant ainsi d’estimer notamment un pas cyclique longitudinal et un pas cyclique latéral de la pale 14 par rapport au plan du disque TPP.
Dès lors, quel que soit son mode de réalisation, le dispositif d’estimation d’une vitesse air 1 permet d’estimer un angle de pas de la pale 14 par rapport au plan du disque TPP, cet angle pouvant se décomposer en un pas collectif , un pas cyclique longitudinal et un pas cyclique latéral de la pale 14.
En outre, le troisième capteur 7 mesure des instants de passage d’une première marque 115 attachée au rotor 11 en face d’une seconde marque 165 attachée au fuselage 16. Ce troisième capteur 7 permet ainsi de déterminer d’une part l’azimut ψ de la pale 14 autour de l’axe A1 du mât 12 ainsi que la vitesse de rotation Ω de la pale 14. Le troisième capteur 7 est par exemple un capteur à effet Hall positionné sur le fuselage 16 au niveau de la seconde marque 165, un aimant étant alors positionné au niveau de la première marque 115 attachée au rotor 11.
Ensuite, le procédé d’estimation d’une vitesse air d’un giravion peut comporter une étape de détermination d’une vitesse auxiliaire dudit giravion 10, ladite vitesse auxiliaire étant une vitesse induite de l’air traversant le rotor 11 ou bien une vitesse axiale par rapport à l’air à l’infini amont du giravion 10.
Lorsque la vitesse auxiliaire est la vitesse air axiale à l’infini amont du giravion, la détermination de la vitesse auxiliaire peut comporter une étape d’estimation d’une altitude barométrique du giravion 10, par exemple par l’intermédiaire du capteur barométrique 8, et une étape de détermination de la vitesse air infinie amont égale à une dérivée par rapport au temps de l’altitude barométrique du giravion 10, par exemple par le calculateur 2.
Lorsque la vitesse auxiliaire est la vitesse induite de l’air traversant le rotor 11, la détermination de la vitesse auxiliaire peut comporter une étape d’estimation de la portance du rotor 11 du giravion 10 et une étape de calcul de la vitesse induite en fonction de cette portance et d’une aire d’une surface balayée par les pales 14 du rotor 11.
L’étape d’estimation de la portance du rotor 11 peut être réalisée de différentes façons. Par exemple, la portance du rotor du giravion 10 s’opposant principalement au poids apparent du giravion 10, l’étape d’estimation de la portance peut comporter une étape d’estimation de la masse du giravion 10, une étape de mesure d’une composante normale de la force spécifique s’appliquant sur le fuselage 16 du giravion 10, une étape d’estimation d’un poids apparent du giravion 10 en fonction de sa masse et de cette force spécifique et une étape de calcul de la portance en fonction de ce poids apparent.
La force spécifique s’appliquant au fuselage16 du giravion 10 est formée par exemple par un vecteur définissant ainsi la direction et le module de cette force spécifique dans un repère fuselage et est mesurée par l’intermédiaire du dispositif de type AHRS 6.
D’autres termes, tels qu’une estimation d’une traînée verticale du fuselage 16 du giravion 11 peuvent également être pris en compte dans le calcul de la portance.
Selon un autre exemple, l’étape d’estimation de la portance peut comporter une étape d’estimation d’une conicité du rotor 11, une étape d’estimation de la vitesse de rotation du rotor 11 et une étape de calcul de la portance en fonction de la conicité, d’un moment d’inertie de chaque pale 14 autour de son axe de battement, du nombre de pales et de la vitesse de rotation du rotor 11.
La conicité du rotor 11 peut par exemple être estimée à partir d’un capteur d’angle intégré à l’articulation de battement d’une pale 14.
La vitesse de rotation du rotor 11 peut être une information fournie par l’avionique du giravion 10 ou bien être déterminée par le troisième capteur 7 comme évoqué précédemment.
Ensuite, connaissant la portance du rotor 11, la vitesse induite peut être calculée, par le calculateur 2, en fonction de la portance du rotor 11, d’une aire d’une surface balayée par les pales 14 du rotor 11 et de la vitesse d’avancement du giravion 10, en utilisant par exemple la théorie de Froude.
Enfin, le procédé d’estimation d’une vitesse air d’un giravion comporte une étape de détermination de ladite vitesse air du giravion 10 dans le repère (X, Y, Z) solidaire du plan du disque TPP par résolution du modèle du rotor 11. Le modèle du rotor 11 peut comporter par exemple le jeu d’équations analytiques suivant [Math 8] :
La composante radiale peut être définie par un angle de dérapage β par rapport à de l’axe longitudinal XFdu repère fuselage (XF,YF,ZF) et par rapport à la direction longitudinale X du repère (X,Y,Z) attaché au plan du disque TPP. Cette composante radiale peut être décomposée selon la composante longitudinale et la composante latérale de la vitesse air du giravion 10 selon respectivement la direction longitudinale X et la direction latérale Y de ce repère (X,Y,Z) par les relations :
[Math 9] et
[Math 10] .
Le jeu de trois équations de ce modèle peut être résolu par exemple par la méthode de Newton-Raphson par le calculateur 2 permettant ainsi l’estimation des composantes longitudinale , latérale et éventuellement axiale de la vitesse air du giravion.
Le schéma-bloc 21 représenté sur la figure 4 montre les liens entre les composantes de la vitesse air et les pas des pales 14 du giravion 10 en appliquant ce jeu d’équations. La matrice Mβ est une matrice de transfert entre le repère (X,Y,Z) attaché au plan du disque TPP et le repère fuselage (XR,YR,ZR) attaché au plan moyeu HP.
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 (17)

  1. Procédé d’estimation d’une vitesse d’un giravion (10) par rapport à l’air,
    ledit giravion (10) comportant un fuselage (16) et au moins un rotor (11) tournant autour d’un axe (A1) d’un mât (12) dudit rotor (11), ledit au moins un rotor (11) étant muni dudit mât (12), d’un moyeu (13) et d’une pluralité de pales (14), chaque pale (14) comportant une première extrémité liée (141) et une seconde extrémité libre (142), chaque pale (14) étant mobile en rotation autour au moins d’un axe de battement et d’un axe de pas, ladite seconde extrémité libre (142) d’une pale (14) décrivant une trajectoire voisine d’un plan moyen dit plan du disque (TPP) lors d’une rotation de ladite pale (14), une direction longitudinale X dudit plan du disque (TPP) étant orientée de l’arrière dudit giravion (10) vers l’avant dudit giravion (10), une direction latérale Y dudit plan du disque (TPP) étant orientée de gauche à droite perpendiculairement à ladite directions longitudinale X,
    caractérisé en ce que ledit procédé comporte les étapes suivantes :
    • estimation d’un angle ( ) de pas d’au moins une pale (14) par rapport audit plan du disque (TPP),
    • détermination d’une vitesse auxiliaire dudit giravion (10), ladite vitesse auxiliaire étant égale :
    • soit à une vitesse induite de l’air traversant ledit rotor (11),
    • soit à une vitesse axiale par rapport à l’air à l’infini amont dudit giravion (10),
    • détermination de ladite vitesse dudit giravion (10) par rapport à l’air dans un repère solidaire dudit plan du disque (TPP) par résolution d’un modèle dudit rotor (11), ledit modèle prenant la forme d’équations mettant en relation ledit angle ( ) de pas de ladite au moins une pale (14) avec ladite vitesse par rapport à l’air dudit giravion (10) et avec ladite vitesse auxiliaire.
  2. Procédé selon la revendication 1,
    caractérisé en ce que ledit angle ( ) de pas se décompose en un pas collectif de ladite pale (14) ainsi qu’en un pas cyclique longitudinal et un pas cyclique latéral de ladite pale (14).
  3. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 2,
    caractérisé en ce que ladite étape de détermination de ladite vitesse auxiliaire égale à ladite vitesse axiale par rapport à l’air à l’infini amont comporte les étapes suivantes :
    • estimation d’une altitude barométrique dudit giravion (10), et
    • détermination de ladite de ladite vitesse axiale par rapport à l’air à l’infinie amont égale à une dérivée par rapport au temps de ladite altitude barométrique dudit giravion (10).
  4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 2,
    caractérisé en ce que ladite étape de détermination de ladite vitesse auxiliaire égale à ladite vitesse induite comporte les étapes suivantes :
    • estimation de la portance dudit rotor (11),
    • calcul de ladite vitesse induite en fonction de ladite portance, d’une aire d’une surface balayée par les pales dudit rotor (11) et d’une vitesse d’avancement dudit giravion (10).
  5. Procédé selon la revendication 4,
    caractérisé en ce que ladite étape d’estimation de ladite portance dudit rotor (11) comporte les sous-étapes suivantes :
    • estimation de la masse dudit giravion (10),
    • mesure d’une composante normale d’une force spécifique s’appliquant sur ledit fuselage (16) dudit giravion (10),
    • estimation d’un poids apparent dudit giravion (10) en fonction de ladite masse et de ladite force spécifique s’appliquant audit fuselage (16) dudit giravion (10), et
    • calcul de ladite portance en fonction dudit poids apparent.
  6. Procédé selon la revendication 4,
    caractérisé en ce que ladite étape d’estimation de ladite portance dudit rotor (11) comporte les sous-étapes suivantes :
    • estimation d’une conicité dudit rotor (11),
    • estimation de la vitesse de rotation dudit rotor (11), et
    • calcul de ladite portance en fonction de ladite conicité, d’un moment d’inertie de chaque pale (14) autour de son axe de battement, du nombre de pales (14) et de ladite vitesse de rotation dudit rotor (11).
  7. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6,
    caractérisé en ce que ledit modèle dudit rotor (11) comporte un jeu d’équations analytique de la mécanique de vol.
  8. Procédé selon la revendication 7,
    caractérisé en ce que le jeu d’équations comporte des équations exprimant ledit angle ( ) de pas en fonction de ladite vitesse dudit giravion par rapport à l’air et de ladite vitesse auxiliaire.
  9. Procédé selon la revendication 8,
    caractérisé en ce que ledit jeu d’équations est résolu par la méthode de Newton-Raphson.
  10. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9,
    caractérisé en ce que ladite vitesse du giravion (10) par rapport à l’air se décompose en une projection longitudinale et en une projection latérale sur ledit plan du disque (TPP).
  11. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9
    caractérisé en ce que lorsque ladite vitesse auxiliaire est ladite vitesse induite, ladite vitesse du giravion (10) par rapport à l’air se décompose en une projection longitudinale et en une projection latérale sur ledit plan du disque (TPP) ainsi qu’en une projection normale audit plan du disque (TPP).
  12. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 11
    caractérisé en ce que ledit procédé comporte une étape de transfert de ladite vitesse du giravion (10) par rapport à l’air dudit repère solidaire du plan du disque (TPP) vers un repère solidaire dudit fuselage (16) dudit giravion (10).
  13. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 12
    caractérisé en ce que ladite étape d’estimation dudit angle ( ) de pas comporte les étapes suivantes :
    • mesure d’une force spécifique s’appliquant audit fuselage (16) dudit giravion (10) dans un repère solidaire dudit fuselage (16) dudit giravion (10),
    • estimation d’au moins un angle d’inclinaison dudit plan du disque (TPP) par rapport à un repère solidaire dudit fuselage (16) à partir de ladite force spécifique s’appliquant audit fuselage (16) dudit giravion (10),
    • mesure d’un angle ( ) de pas dans un repère solidaire dudit fuselage (16), ledit angle ( ) de pas comportant une composante collective et une composante cyclique, et
    • estimation dudit angle ( ) de pas de ladite pale (14) en fonction dudit angle ( ) de pas et dudit au moins un angle d’inclinaison dudit plan du disque (TPP).
  14. Procédé selon la revendication 13,
    caractérisé en ce qu’une composante cyclique longitudinale dudit angle d’inclinaison dudit plan du disque (TPP) est estimée en outre à partir d’une estimation d’une traînée aérodynamique dudit fuselage (16).
  15. Procédé selon l’une quelconque des revendications 13 à 14,
    caractérisé en ce qu’une composante cyclique latérale dudit angle d’inclinaison dudit plan du disque (TPP) est estimée à partir de ladite force spécifique s’appliquant audit fuselage (16) dudit giravion (10) et d’une estimation d’une poussée latérale d’un dispositif anticouple dudit giravion (10).
  16. Dispositif (1) d’estimation d’une vitesse d’un giravion (10) par rapport à l’air,
    ledit dispositif (1) comportant au moins un calculateur (21) et une pluralité de capteurs (24,25,26),
    caractérisé en ce qu’au moins un desdits capteurs (24,25,26) mesure un angle de pas d’une pale (14) d’un rotor (11) dudit giravion (10) et ledit dispositif (1) est configuré pour mettre en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 15.
  17. Dispositif (1) selon la revendication 16,
    caractérisé en ce qu’au moins un desdits capteurs (24,25,26) mesure un angle ( ) de pas de ladite pale (14) dans ledit plan du disque (TPP) ou bien un angle ( ) de pas dans un repère solidaire dudit fuselage (16).
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113525712A (zh) * 2021-06-23 2021-10-22 中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所 一种直升机旋翼平衡实时监测与调整装置
US20230103615A1 (en) * 2021-10-05 2023-04-06 Lockheed Martin Corporation System and method for low speed wind estimation in vtol aircraft
CN115659523B (zh) * 2022-12-27 2023-03-10 北京航空航天大学 一种大展弦比无人机刚柔耦合建模分析方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2282644A1 (fr) 1974-08-22 1976-03-19 France Etat Dispositif pour mesurer la vitesse d'un helicoptere
FR2565270A1 (fr) 1984-01-24 1985-12-06 Sanchez Jean Cale metallique articulee
US5063777A (en) * 1989-06-07 1991-11-12 Sextant Avionique Method and device for determining the speed of a helicopter with respect to the air
US20120089362A1 (en) * 2010-10-08 2012-04-12 Thales System for Determining the Airspeed of an Aircraft
US20160347467A1 (en) * 2015-05-28 2016-12-01 Airbus Helicopters Method of determining the longitudinal air speed and the longitudinal ground speed of a rotary wing aircraft depending on its exposure to the wind

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2521012A (en) * 1946-11-26 1950-09-05 Eugene W Kay Helicopter
US4430045A (en) * 1979-04-24 1984-02-07 Bell Helicopter Textron, Inc. Helicopter power train for distributing rotor blade flapping displacements through a plurality of drive train components
US4574360A (en) * 1983-04-01 1986-03-04 Sundstrand Data Control, Inc. Helicopter weight measuring system
US5437419A (en) * 1992-11-06 1995-08-01 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Rotorcraft blade-vortex interaction controller
US7324016B1 (en) * 2005-11-22 2008-01-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Navigational indicating system for rotary wing aircraft
FR2974062B1 (fr) * 2011-04-13 2013-05-03 Onera (Off Nat Aerospatiale) Rotor de voilure tournante et pale pour un tel rotor
US8825233B2 (en) * 2012-05-31 2014-09-02 Sikorsky Aircraft Corporation Synthetic estimation of rotorcraft airspeed
US20150219512A1 (en) * 2012-09-05 2015-08-06 Alenia Aermacchi S.P.A. Method of and system for calculation and consolidation of flight parameters of an aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2282644A1 (fr) 1974-08-22 1976-03-19 France Etat Dispositif pour mesurer la vitesse d'un helicoptere
FR2565270A1 (fr) 1984-01-24 1985-12-06 Sanchez Jean Cale metallique articulee
US5063777A (en) * 1989-06-07 1991-11-12 Sextant Avionique Method and device for determining the speed of a helicopter with respect to the air
US20120089362A1 (en) * 2010-10-08 2012-04-12 Thales System for Determining the Airspeed of an Aircraft
US20160347467A1 (en) * 2015-05-28 2016-12-01 Airbus Helicopters Method of determining the longitudinal air speed and the longitudinal ground speed of a rotary wing aircraft depending on its exposure to the wind

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
LI YANG ET AL: "Modeling of a class of UAV helicopters using component buildup method", IECON 2017 - 43RD ANNUAL CONFERENCE OF THE IEEE INDUSTRIAL ELECTRONICS SOCIETY, IEEE, 29 October 2017 (2017-10-29), pages 6893 - 6898, XP033277081, DOI: 10.1109/IECON.2017.8217205 *
WAYNE JOHNSON, HELICOPTER THEORY, 1994, pages 193

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