WO1996036910A1 - Procede et dispositif pour determiner les configurations de vol d'un aeronef - Google Patents

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WO1996036910A1
WO1996036910A1 PCT/FR1996/000705 FR9600705W WO9636910A1 WO 1996036910 A1 WO1996036910 A1 WO 1996036910A1 FR 9600705 W FR9600705 W FR 9600705W WO 9636910 A1 WO9636910 A1 WO 9636910A1
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flight
configurations
configuration
phase
aircraft
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PCT/FR1996/000705
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Gérard Charles Louis GENOUX
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Eurocopter France
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
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    • Y10S706/911—Nonmedical diagnostics
    • Y10S706/913—Vehicle or aerospace

Definitions

  • the present invention relates to a method for determining the flight configurations of an aircraft, in particular a helicopter, as well as to a device for implementing said method.
  • the configuration of flight of an aircraft is understood to mean a flight phase, for example takeoff, landing or level flight, having determined flight characteristics, likely to be differentiated from other flight phases, and during which the aircraft is subjected to relatively constant types of stress.
  • the object of the present invention is to remedy these disadvantages. It relates to a method making it possible to determine, quickly and precisely, the flight configurations of an aircraft, in particular a helicopter.
  • a plurality of characteristic parameters that can be measured on the aircraft are determined; . the values of said parameters are measured on said aircraft, for each of said flight phases; and. for each of said flight configurations, a blur index is calculated from a measured metric system, from said measured values of the parameters for the representative flight phases, which is representative of the situation of said flight configuration in said metric system; and
  • n flight configurations closest to said flight phase are determined, n being a predefined integer
  • the flight configurations of an aircraft can be determined in a quasi-continuous and precise manner, by carrying out most of the processing operations on a limited number n of predefined flight configurations.
  • the method according to the invention can be improved during its implementation, by allowing in particular the integration of new flight configurations not defined in said preliminary step.
  • the positions of the flight phases representative of said flight configuration are determined from the measured values of said parameters;
  • the center of gravity of these positions is calculated in said metric system, corresponding to the center of gravity of said flight configuration; - determining, for each of said representative flight phases, in said metric system, the distance between said center of gravity and the position of said flight phase; - The function of belonging to said flight configuration is determined, for each of said flight phases, from the corresponding distance thus determined; and
  • - M is a predefined coefficient
  • - L is the number of flight phases considered representative of said flight configuration
  • ⁇ (Xj) represents the function of belonging to a flight phase to said flight configuration
  • the distance defined above between a flight phase and a flight configuration corresponds to the statistical distance of Mahalanobis in the corresponding metric system, while, in a second advantageous embodiment, said distance is calculated from the relation: in which :
  • - R is the position of the center of gravity of said flight configuration in said metric system
  • - t is a predefined coefficient
  • transition configurations progressive changes in flight conditions
  • that chosen corresponds to the damage to the configuration whose membership function is the highest.
  • a flight phase which is not part of any defined flight configuration is considered to be a new flight configuration used during subsequent implementations of said method, which makes it possible to improve said method by integrating into this one of the flight configurations not taken into account initially.
  • At least some of the following flight phases of the aircraft are used as different flight configurations: take-off, climb, level hold, cornering, descent, approach and landing.
  • characteristic parameters preferably used as characteristic parameters to measure at least some of the following parameters of the aircraft: the load factor, the speed, the temperature, the altitude, the yaw slip, the attitude longitudinal, lateral attitude, yaw angular speed, flight controls, mass and yaw control.
  • the present invention also relates to a device for implementing said method.
  • said device is remarkable in that it comprises:
  • a second computer capable of calculating the functions of belonging to a flight phase to be defined for the n closest flight configurations
  • a central computer connected to said first and second computers and capable of determining the flight configuration of which said flight phase to be defined forms part.
  • FIG. 1 is the block diagram of a device according to the invention.
  • FIG. 2 illustrates, from a graph, the relationships between different values calculated during the implementation of the invention.
  • the device 1 according to the invention and shown diagrammatically in FIG. 1 is intended to determine the flight configurations of an aircraft, in particular a helicopter.
  • a flight configuration of an aircraft corresponds to a flight phase having uniform flight characteristics and during which the aircraft is generally subjected to relatively constant types of stress. It may, for example, be takeoff or climb of said aircraft.
  • a preferential choice of flight configurations will be specified below, in an advantageous embodiment of the invention.
  • the present invention relates to a method for quickly and precisely determining the flight configurations of an aircraft.
  • Said method has for this purpose two stages, namely a first stage (or preliminary stage) making it possible to define different distinct and specific flight configurations and to associate them with characteristic recognition elements, and a second stage making it possible to associate a phase of flight to be characterized with one of the flight configurations thus defined.
  • said first step of the method has the following operations:
  • a blur index is calculated from a measured metric system, from said measured values of the parameters for the representative flight phases, which is representative of the situation of said flight configuration in said determined metric system , as specified below.
  • At least some of the following flight phases of the aircraft are used as different flight configurations: take-off, climb, level hold, prized turns, descent, approach and landing.
  • the configurations used are those used for the dimensioning of the parts and designated by standard flight spectrum or reference spectrum.
  • flight phases For each of these flight configurations, representative flight phases are therefore determined. Thus, by way of example, for takeoff, one can choose at least some of the following different flight phases:
  • the aircraft are then made to carry out the selected flight phases and the values of a plurality of predetermined parameters, including at least some of them, are measured on said aircraft, during the execution of these flight phases.
  • a plurality of predetermined parameters including at least some of them, are measured on said aircraft, during the execution of these flight phases.
  • load factor load factor
  • speed temperature
  • altitude altitude
  • yaw slip longitudinal attitude
  • lateral attitude lateral attitude
  • flight controls weight and yaw control.
  • At least some of the following parameters may be used: the speed of the main rotor, the rudder correction, the power of the main rotor and the power of the rear rotor.
  • ⁇ represents the diagonal matrix of the variances of the flight configuration Ci
  • ⁇ (Xj) exp (-D (Xj, Ci))
  • M is a predefined coefficient
  • S (x) is a function which is known by the name of Shannon function and which is defined by:
  • This first step of the method according to the invention is implemented by a computer 2 of the device 1 which receives, via a link 3, the measurements of the characteristic parameters, carried out during said phases of flight.
  • Said link 3 is connected for this purpose:
  • n a predefined integer which is preferably equal to the number of degrees of freedom of said metric system, that is to say the number of discriminating axes of said metric system, namely m in the present example;
  • the distance between the center of gravity of said flight configuration and the position of said flight phase is calculated, determined from the measurements of said characteristic parameters. This distance calculation is carried out using either the Mahalanobis statistical distance or the distance D (Xj, Ci) defined previously;
  • a calculator 4 of the device 1 in accordance with the invention, which receives the measurements of the characteristic parameters via a link 5 and which transmits the results via a link 7 to a central computer 8, said central computer 8 also receiving, via a link 6, the results of the treatments described above from computer 2.
  • Said central computer 8 searches, among said n closest flight configurations, those for which the membership function received from the computer 4 is greater than or equal to the product Kv (Ci), in which K represents a coefficient less than or equal to 1 and (Ci) is the blur index calculated and transmitted by the computer 2, and it deduces therefrom:
  • said flight phase is part of a new flight configuration, different from the predefined flight configurations.
  • the coefficient K is preferably chosen to be equal to 0.85.
  • the device 1 can transmit the results obtained via a link 9 to devices not shown, for example a display device or a storage memory.
  • the device 1 makes it possible to refine and enrich the process according to the invention in a double way, as specified below, by means of a link 10 making it possible to transmit data from the computer. central 8 to computer 2.
  • said central computer 8 can transmit the characteristics of said flight phase to said computer 2 which then associates this flight phase with said flight configuration.
  • This association supposes that the computer 2 determines the new center of gravity and the new blur index of this flight configuration, which makes it possible to refine these values which are then used during subsequent implementations of the method in accordance with l 'invention.
  • This operation of taking into account a flight phase can be carried out, either indefinitely, or until the number of flight phases associated with a flight configuration is equal to a determined value.
  • the central computer 8 concludes that a determined flight phase does not form part of any defined flight configuration, it transmits, in a particularly advantageous embodiment of the invention, the characteristics of this flight phase to the calculator 2 which considers it as a new flight configuration.
  • the calculator 2 which considers it as a new flight configuration.
  • the device 1 can be used in different ways.
  • said device 1 is entirely on board the aircraft, which makes it possible to obtain in real time the results described previously, which are then transmitted to the pilot or to devices, by example of the monitoring devices of said aircraft.
  • the computer 4 and the central computer 8 of said device 1 are loaded only, while the computer 2 performs its operations on the ground, the results of which are recorded in a memory not shown which is also on board and which is connected to the central computer 8 capable of consulting it.
  • said device 1 remains on the ground, while the aircraft embeds a memory, not shown, which is connected to the various devices for measuring said characteristic parameters and which records the measurements carried out.
  • the results recorded are transmitted at the end of the aircraft mission to the device 1 which then performs the ground treatments.
  • the recording can for example be carried out on a rigid support, in particular a floppy disk, capable of being used by said device 1.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour déterminer les configurations de vol d'un aéronef. Selon l'invention, ledit dispositif (1) comporte: un premier calculateur (2) susceptible de calculer des indices de flou, représentatifs de la situation dans un système métrique déterminé, de configurations de vol prédéfinies; un second calculateur (4) susceptible de calculer des fonctions d'appartenance d'une phase de vol à définir à n configurations de vol les plus proches dans ledit système métrique; et un calculateur central (8) susceptible de déterminer, à partir desdits indices de flou et desdites fonctions d'appartenance, la configuration de vol de laquelle fait partie ladite phase de vol.

Description

Procédé et dispositif pour déterminer les configurations de vol d'un aéronef.
La présente invention concerne un procédé pour déterminer les configurations de vol d'un aéronef, notamment un héli¬ coptère, ainsi qu'un dispositif pour la mise en oeuvre dudit procédé.
Dans le cadre de la présente invention, on entend par configuration de vol d'un aéronef une phase de vol, par exemple le décollage, l'atterrissage ou le vol en palier, présentant des caractéristiques de vol déterminées, suscep¬ tible d'être différenciée d'autres phases de vol, et pendant laquelle l'aéronef est soumis à des types de contraintes relativement constants.
La connaissance des configurations de vol de l'aéronef, par exemple la configuration de vol actuelle, est souvent nécessaire : - soit dans un but de surveillance en temps réel de l'aéro¬ nef ;
- soit dans un but de maintenance, par exemple pour détermi¬ ner si un organe particulier a été soumis à des contrain¬ tes élevées nécessitant son remplacement.
On connaît différentes méthodes pour déterminer les configu¬ rations de vol d'un aéronef.
En premier lieu, on connaît des méthodes mettant en oeuvre des réseaux de neurones qui déterminent les configurations de vol à partir de mesures effectuées en vol et de coeffi- cients prédéterminés stockés. La phase de détermination et de stockage de ces coefficients est longue et fastidieuse. De plus, une fois établies, ces méthodes peuvent être très difficilement modifiées, par exemple pour être adaptées à des connaissances nouvelles ou à des modifications techni- ques de l'aéronef. En second lieu, on connaît une méthode basée sur l'intelli¬ gence artificielle et utilisant essentiellement des données empiriques. Cette méthode nécessite également une mise en oeuvre longue et ne permet pas de reconnaître toutes les configurations de vol possibles.
On peut également citer une méthode basée sur l'analyse de données, en particulier de paramètres de vol spécifiques, méthode qui ne présente toutefois pas une précision complè¬ tement satisfaisante.
La présente invention a pour objet de remédier à ces in¬ convénients. Elle concerne un procédé permettant de détermi¬ ner, de façon rapide et précise, les configurations de vol d'un aéronef, en particulier un hélicoptère.
A cet effet, ledit procédé est remarquable selon l'inven- tion :
- en ce que, dans une étape préliminaire :
. on définit les différentes configurations de vol suppo¬ sées possibles pour ledit aéronef ; . on détermine une pluralité de phases de vol représenta- tives desdites configurations de vol ;
. on détermine une pluralité de paramètres caractéristi¬ ques susceptibles d'être mesurés sur l'aéronef ; . on mesure sur ledit aéronef, pour chacune desdites phases de vol, les valeurs desdits paramètres ; et . pour chacune desdites configurations de vol, on calcule dans un système métrique déterminé, à partir desdites valeurs mesurées des paramètres pour les phases de vol représentatives, un indice de flou qui est représentatif de la situation de ladite configuration de vol dans ledit système métrique ; et
- en ce que, pour une phase de vol dudit aéronef à définir : . au cours de ladite phase de vol, on mesure les valeurs desdits paramètres caractéristiques ; . à partir desdites valeurs mesurées, on détermine dans ledit système métrique, parmi lesdites configurations de vol définies, les n configurations de vol les plus proches de ladite phase de vol, n étant un nombre entier prédéfini ;
. on détermine une fonction d'appartenance de ladite phase de vol respectivement par rapport à chacune desdites n configurations de vol les plus proches ; et
. on déduit, à partir des fonctions d'appartenance ainsi déterminées et des indices de flou de ces n configura¬ tions de vol les plus proches, la configuration de vol de laquelle fait partie le cas échéant ladite phase de vol.
Ainsi, grâce à l'invention, les configurations de vol d'un aéronef peuvent être déterminées de façon quasi-continue et précise, en effectuant l'essentiel des traitements sur un nombre n limité de configurations de vol prédéfinies.
De plus, comme on le verra ci-après, le procédé conforme à 1'invention peut être perfectionné lors de sa mise en oeuvre, en permettant en particulier l'intégration de nouvelles configurations de vol non définies dans ladite étape préliminaire.
De façon avantageuse, pour calculer l'indice de flou d'une configuration de vol : - on détermine dans ledit système métrique, à partir des valeurs mesurées desdits paramètres, les positions des phases de vol représentatives de ladite configuration de vol ;
- à partir des positions ainsi déterminées, on calcule dans ledit système métrique le centre de gravité de ces posi¬ tions, correspondant au centre de gravité de ladite configuration de vol ; - on détermine, pour chacune desdites phases de vol repré¬ sentatives, dans ledit système métrique, la distance entre ledit centre de gravité et la position de ladite phase de vol ; - on détermine, pour chacune desdites phases de vol, à partir de la distance correspondante ainsi déterminée, la fonction d'appartenance à ladite configuration de vol ; et
- à partir des fonctions d'appartenance ainsi déterminées, on calcule ledit indice de flou.
En outre, pour une phase de vol déterminée de distance D(Xj,Ci) au centre de gravité de la configuration de vol correspondante, la fonction d'appartenance μ(Xj) est définie de façon avantageuse par la relation : μ(Xj) = exp(-D(Xj,Ci)), tandis que la valeur de flou v(Ci) d'une configuration de vol est définie avantageusement par la relation : j=L (Ci) = M. Σ S(μ(Xj)) j=l dans laquelle :
- M est un coefficient prédéfini, - L est le nombre de phases de vol considérées représentati¬ ves de ladite configuration de vol,
- μ(Xj) représente la fonction d'appartenance d'une phase de vol à ladite configuration de vol, et
- S(x) est la fonction entropique de Shannon, définie par : S(x) = -x.Log(x) - (1-x) .Log(l-x) .
Par ailleurs, pour déterminer les n configurations de vol les plus proches d'une phase de vol, avantageusement :
- pour toutes les configurations de vol définies, on calcule dans ledit système métrique la distance entre ladite phase de vol et le centre de gravité de la configuration de vol considérée ;
- on compare entre elles les distances ainsi calculées ; et - on retient les n configurations de vol présentant les distances les plus faibles.
Dans un premier mode de réalisation avantageux, la distance définie précédemment entre une phase de vol et une configu¬ ration de vol correspond à la distance statistique de Mahalanobis dans le système métrique correspondant, tandis que, dans un second mode de réalisation avantageux, ladite distance est calculée à partir de la relation :
Figure imgf000007_0001
dans laquelle :
- Xj est la position de ladite phase de vol dans ledit système métrique,
- R est la position du centre de gravité de ladite configu¬ ration de vol dans ledit système métrique, - t est un coefficient prédéfini, et
- σ représente la matrice diagonale des variances de ladite configuration de vol.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, pour déduire la configuration de vol à partir des fonctions d'appartenance et des indices de flou :
- on recherche parmi les n configurations de vol les plus proches, celles pour lesquelles la fonction d'appartenance de la phase de vol est supérieure ou égale au produit K.v(Ci), dans lequel K représente un coefficient inférieur ou égal à 1, de préférence égal à 0,85, et v (Ci) est l'indice de flou calculé ; et
- on déduit :
. si une seule configuration de vol satisfait à la condi- tion précédente, que la phase de vol fait partie de cette configuration de vol ; . si plusieurs configurations de vol satisfont à la condition précédente, que la phase de vol fait partie de la configuration de vol pour laquelle la fonction d'appartenance est la plus élevée ; et . si aucune configuration de vol ne satisfait à la condi¬ tion précédente, que ladite phase de vol ne fait partie d'aucune desdites configurations de vol définies.
Ceci concerne en particulier les configurations de transition (évolutions progressives des conditions de vol) et celle choisie correspond à l'endommagement de la configuration dont la fonction d'appartenance est la plus élevée.
En outre, de façon avantageuse, une phase de vol qui ne fait partie d'aucune configuration de vol définie est considérée comme une nouvelle configuration de vol utilisée lors de mises en oeuvre ultérieures dudit procédé, ce qui permet de perfectionner ledit procédé en intégrant dans celui-ci des configurations de vol non prises en compte initialement.
De préférence, on utilise comme configurations de vol différentes au moins certaines des phases de vol suivantes de l'aéronef : le décollage, la montée, le maintien en palier, la prise de virages, la descente, l'approche et 1'atterrissage.
De plus, on utilise de préférence comme paramètres caracté¬ ristiques à mesurer au moins certains des paramètres sui¬ vants de l'aéronef : le facteur de charge, la vitesse, la température, l'altitude, le dérapage en lacet, l'assiette longitudinale, l'assiette latérale, la vitesse angulaire de lacet, les commandes de vol, la masse et la commande de lacet.
A cette liste de paramètres caractéristiques, on peut ajouter avantageusement, dans le cas d'un hélicoptère, au moins certains des paramètres suivants : le régime du rotor principal, la correction du palonnier, la puissance du rotor principal et la puissance du rotor arrière de l'hélicoptère.
La présente invention concerne également un dispositif pour la mise en oeuvre dudit procédé précité.
Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte :
- un premier calculateur susceptible de calculer l'indice de flou de chacune des configurations de vol définies ;
- un second calculateur susceptible de calculer les fonc- tions d'appartenance d'une phase de vol à définir aux n configurations de vol les plus proches ; et
- un calculateur central relié auxdits premier et second calculateurs et susceptible de déterminer la configuration de vol de laquelle fait partie ladite phase de vol à définir.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des réfé¬ rences identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif confor- me à l'invention.
La figure 2 illustre, à partir d'un graphique, les relations entre différentes valeurs calculées lors de la mise en oeuvre de l'invention.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schéma- tiquement sur la figure 1 est destiné à déterminer les configurations de vol d'un aéronef, en particulier un hélicoptère.
Une configuration de vol d'un aéronef correspond à une phase de vol présentant des caractéristiques de vol uniformes et pendant laquelle l'aéronef est généralement soumis à des types de contraintes relativement constants. Il peut s'agir par exemple du décollage ou de la montée dudit aéronef. On précisera ci-après un choix préférentiel de configurations de vol, dans un mode de réalisation avantageux de l'inven¬ tion.
La connaissance des configurations de vol de l'aéronef, par exemple la configuration de vol actuelle, est généralement nécessaire : - en temps réel, pour le pilote ou pour des dispositifs embarqués, en particulier pour des raisons de surveillance de l'aéronef ; et/ou
- au retour au sol, pour des dispositifs ou des opérateurs au sol, en particulier pour des raisons de vérification et de maintenance dudit aéronef.
La présente invention concerne un procédé permettant de déterminer de façon rapide et précise les configurations de vol d'un aéronef. Ledit procédé présente à cet effet deux étapes, à savoir une première étape (ou étape préliminaire) permettant de définir différentes configurations de vol distinctes et spécifiques et de leur associer des éléments de reconnaissance caractéristiques, et une seconde étape permettant d'associer une phase de vol à caractériser à l'une des configurations de vol ainsi définies.
Selon l'invention, ladite première étape du procédé présente les opérations suivantes :
- on définit les différentes configurations de vol supposées possibles pour ledit aéronef ;
- on détermine une pluralité de phases de vol représentati- ves desdites configurations de vol ;
- on détermine une pluralité de paramètres caractéristiques susceptibles d'être mesurés sur l'aéronef ; - on mesure sur ledit aéronef, pour chacune desdites phases de vol, les valeurs desdits paramètres ; et
- pour chacune desdites configurations de vol, on calcule dans un système métrique déterminé, à partir desdites valeurs mesurées des paramètres pour les phases de vol représentatives, un indice de flou qui est représentatif de la situation de ladite configuration de vol dans ledit système métrique déterminé, tel que précisé ci-dessous.
De préférence, on utilise selon l'invention, comme configu- rations de vol différentes, au moins certaines des phases de vol suivantes de l'aéronef : le décollage, la montée, le maintien en palier, la prisé de virages, la descente, l'approche et l'atterrissage. Les configurations retenues sont celles utilisées pour le dimensionnement des pièces et désignées par spectre standard de vol ou spectre de référence.
Pour chacune de ces configurations de vol, on détermine donc des phases de vol représentatives. Ainsi, à titre d'exemple, pour le décollage, on peut choisir au moins certaines des phases de vol différentes suivantes :
- des décollages en mode normal : de façon standard, à droite, à gauche, avec du vent latéral et/ou du vent axial ;
- des décollages selon une pente maximale : de nouveau sous différentes conditions possibles de vent et de direction d'envol ; et
- des décollages selon une pente minimale.
On fait ensuite effectuer à l'aéronef les phases de vol choisies et on mesure sur ledit aéronef, au cours de l'exé- cution de ces phases de vol, les valeurs d'une pluralité de paramètres prédéterminés, dont de préférence au moins certains des paramètres suivants : le facteur de charge, la vitesse, la température, l'altitude, le dérapage en lacet. l'assiette longitudinale, l'assiette latérale, la vitesse angulaire de lacet, les commandes de vol, la masse et la commande de lacet.
Dans le cas d'un hélicoptère, on peut utiliser en plus des paramètres précédents, au moins certains des paramètres suivants : le régime du rotor principal, la correction du palonnier, la puissance du rotor principal et la puissance du rotor arrière.
Selon l'invention, pour déterminer l'indice de flou (Ci) d'une configuration de vol Ci, i = 1 à p, p_ étant le nombre de configurations de vol différentes définies, on effectue dans ledit système métrique qui est défini par m axes discriminants les opérations suivantes :
- on calcule dans ledit système métrique le centre de gravité R de ladite configuration de vol à partir de la relation : j=L R = ( Σ Xj ) / L j=l L étant le nombre de phases de vol représentatives asso¬ ciées à ladite configuration de vol, au cours desquelles on a effectué les mesures desdits paramètres, et Xj étant la position dans ledit système métrique d'une desdites L phases de vol, position qui est déterminée à partir des mesures desdits paramètres ;
- on calcule, pour chacune desdites phases de vol considé- rées, la distance D(Xj,Ci) entre sa position Xj et ledit centre de gravité R à partir de la relation :
D(Xj,Ci) = V (Xj-R)*.σ"1. (Xj-R) dans laquelle : . t est un coefficient prédéfini, et 11
. σ représente la matrice diagonale des variances de la configuration de vol Ci ;
- on calcule, pour chacune desdites L phases de vol considé¬ rées, une fonction d'appartenance μ(Xj) de ladite phase de vol à ladite configuration de vol Ci à partir de la relation : μ(Xj) = exp (-D(Xj,Ci))
- à partir des fonctions d'appartenance desdites L phases de vol considérées, on calcule l'indice de flou (Ci) qui est défini par la relation : j=L v(Ci) = M. Σ S(μ(Xj)) 3=1 dans laquelle :
. M est un coefficient prédéfini, et
. S(x) est une fonction qui est connue sous le nom de fonction de Shannon et qui est définie par :
S(x) = -x.Log(x) - (1-x) .Log(l-x) .
Comme on peut le voir sur la figure 2, qui illustre les relations entre certains des termes précédents :
- la fonction d'appartenance μ(Xj) d'une phase de vol à une configuration de vol est comprise entre 0 et 1. Pour μ(Xj) = 0, on est sûr que ladite phase de vol ne fait pas partie de cette configuration de vol, tandis que pour μ(Xj) = 1, on est sûr qu'elle en fait partie ;
- l'indice de flou v est nul lorsque μ(Xj) est égal à 0 ou 1, car il n'existe alors aucune incertitude quant à l'appartenance, et il est maximal (vmax) lorsque μ(Xj) = \ et que l'incertitude est la plus élevée ;
- la distance D(Xj,Ci) entre une phase de vol et une confi¬ guration de vol : . est nulle, lorsque ladite phase de vol fait partie de cette configuration de vol (μ(Xj) = 1) ; et . est maximale, lorsque ladite phase de vol ne fait pas partie de cette configuration de vol (μ(Xj) = 0).
Cette première étape du procédé conforme à l'invention, telle que décrite précédemment, est mise en oeuvre par un calculateur 2 du dispositif 1 qui reçoit par l'intermédiaire d'une liaison 3 les mesures des paramètres caractéristiques, effectuées au cours desdites phases de vol. Ladite liaison 3 est reliée à cet effet :
- soit simultanément à différents dispositifs de mesure non représentés effectuant lesdites mesures,
- soit à un système centralisé non représenté regroupant lesdites mesures.
On décrit à présent la seconde étape du procédé conforme à 1'invention permettant de déterminer à laquelle desdites configurations de vol définies précédemment appartient une phase de vol à définir.
A cet effet, selon l'invention :
- au cours de ladite phase de vol à définir, on mesure les valeurs desdits paramètres caractéristiques ; - à partir desdites valeurs mesurées, on détermine dans ledit système métrique, parmi les configurations de vol définies précédemment, les n configurations de vol les plus proches de ladite phase de vol, n étant un nombre entier prédéfini qui est de préférence égal au nombre de degrés de libertés dudit système métrique, c'est-à-dire au nombre d'axes discriminants dudit système métrique, à savoir m dans le présent exemple ;
- pour ces n configurations de vol, on détermine la fonction d'appartenance correspondante de ladite phase de vol, telle que définie précédemment ; et
- à partir desdites fonctions d'appartenance déterminées et à partir des indices de flou desdites n configurations de vol, on détermine le cas échéant la configuration de vol de laquelle fait partie ladite phase de vol.
Pour déterminer les n configurations de vol les plus pro¬ ches : - on calcule dans ledit système métrique, pour chacune des configurations de vol définies, la distance entre le centre de gravité de ladite configuration de vol et la position de ladite phase de vol, déterminée à partir des mesures desdits paramètres caractéristiques. Ce calcul de distance est effectué en utilisant, soit la distance statistique de Mahalanobis, soit la distance D(Xj,Ci) définie précédemment ;
- on compare entre elles les distances ainsi calculées ; et
- on sélectionne les n configurations de vol présentant les distances les plus faibles.
Les opérations précédentes sont effectuées par un calcula¬ teur 4 du dispositif 1 conforme à l'invention, qui reçoit les mesures des paramètres caractéristiques par l'intermé¬ diaire d'une liaison 5 et qui transmet les résultats par l'intermédiaire d'une liaison 7 à un calculateur central 8, ledit calculateur central 8 recevant en outre, par l'inter¬ médiaire d'une liaison 6, les résultats des traitements décrits précédemment du calculateur 2.
Ledit calculateur central 8 recherche alors, parmi lesdites n configurations de vol les plus proches, celles pour lesquelles la fonction d'appartenance reçue du calculateur 4 est supérieure ou égale au produit K.v(Ci), dans lequel K représente un coefficient inférieur ou égal à 1 et (Ci) est l'indice de flou calculé et transmis par le calculateur 2, et il en déduit :
- si une seule configuration de vol satisfait à la condition précédente, que la phase de vol fait partie de cette configuration de vol ; - si plusieurs configurations de vol satisfont à la condi¬ tion précédente, que la phase de vol fait partie de la configuration de vol pour laquelle la fonction d'apparte¬ nance est la plus élevée ; et - si aucune configuration ne satisfait à la condition précédente, que ladite phase de vol ne fait partie d'au¬ cune des configurations de vol définies dans la première étape du procédé conforme à l'invention.
Dans ce dernier cas, on conclut que : - soit une erreur est apparue dans la mise en oeuvre de l'invention, par exemple une erreur de mesure,
- soit ladite phase de vol fait partie d'une configuration de vol nouvelle, différente des configurations de vol prédéfinies.
On notera que dans le cadre de l'invention, le coefficient K est de préférence choisi égal à 0,85.
Le dispositif 1 peut transmettre les résultats obtenus par l'intermédiaire d'une liaison 9 à des dispositifs utilisa¬ teurs non représentés, par exemple un dispositif d'affichage ou une mémoire de stockage.
La présente invention décrite précédemment comporte de nombreux avantages. Elle est en particulier précise et sa mise en oeuvre est très rapide.
De plus, le dispositif 1 permet d'affiner et d'enrichir le procédé conforme à l'invention d'une double manière, tel que précisé ci-dessous, par l'intermédiaire d'une liaison 10 permettant de transmettre des données du calculateur central 8 au calculateur 2.
Ainsi, d'une part, lorsqu'une phase de vol est classée de la manière décrite précédemment dans une configuration de vol déterminée, ledit calculateur central 8 peut transmettre les caractéristiques de ladite phase de vol audit calculateur 2 qui associe alors cette phase de vol à ladite configuration de vol. Cette association suppose que le calculateur 2 détermine le nouveau centre de gravité et le nouvel indice de flou de cette configuration de vol, ce qui permet d'affi¬ ner ces valeurs qui sont ensuite utilisées lors de mises en oeuvre ultérieures du procédé conforme à l'invention.
Cette opération de prise en compte d'une phase de vol peut être réalisée, soit indéfiniment, soit jusqu'à ce que le nombre de phases de vol associées à une configuration de vol soit égal à une valeur déterminée.
D'autre part, dans le cas où le calculateur central 8 conclut qu'une phase de vol déterminée ne fait partie d'aucune configuration de vol définie, il transmet, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'inven¬ tion, les caractéristiques de cette phase de vol au calcula¬ teur 2 qui la considère comme une nouvelle configuration de vol. Ceci permet d'enrichir le procédé conforme à l'inven- tion par des configurations de vol qui n'ont pas été défi¬ nies dans la première étape dudit procédé. Ainsi, l'inven¬ tion peut être perfectionnée au fur et à mesure de sa mise en oeuvre.
Selon l'invention, le dispositif 1 peut être utilisé de différentes manières.
Ainsi, dans un premier mode de réalisation, ledit dispositif 1 est entièrement embarqué à bord de l'aéronef, ce qui permet d'obtenir en temps réel les résultats décrits précé¬ demment, qui sont ensuite transmis au pilote ou à des dispositifs, par exemple des dispositifs de surveillance, dudit aéronef. Dans un deuxième mode de réalisation, permettant également d'obtenir les résultats en temps réel, on embarque unique¬ ment le calculateur 4 et le calculateur central 8 dudit dispositif 1, tandis que le calculateur 2 effectue ses opérations au sol, dont les résultats sont enregistrés dans une mémoire non représentée qui est également embarquée et qui est reliée au calculateur central 8 susceptible de la consulter.
Finalement, dans un troisième mode de réalisation, ledit dispositif 1 reste au sol, tandis que l'aéronef embarque une mémoire non représentée qui est reliée aux différents dispositifs de mesure desdits paramètres caractéristiques et qui enregistre les mesures effectuées. Les résultats enre¬ gistrés sont transmis à la fin de la mission de l'aéronef au dispositif 1 qui effectue alors les traitements au sol. L'enregistrement peut par exemple être effectué sur un support rigide, en particulier une disquette, susceptible d'être utilisé par ledit dispositif 1.
Ces différents modes de réalisation permettent de bien mettre en évidence les nombreux avantages de la présente invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé pour déterminer les configurations de vol d'un aéronef, caractérisé :
- en ce que, dans une étape préliminaire : . on définit les différentes configurations de vol suppo¬ sées possibles pour ledit aéronef ; . on détermine une pluralité de phases de vol représenta¬ tives desdites configurations de vol ; . on détermine une pluralité de paramètres caractéristi- ques susceptibles d'être mesurés sur l'aéronef ;
. on mesure sur ledit aéronef, pour chacune desdites phases de vol, les valeurs desdits paramètres ; et . pour chacune desdites configurations de vol, on calcule dans un système métrique déterminé, à partir desdites valeurs mesurées des paramètres pour les phases de vol représentatives, un indice de flou qui est représentatif de la situation de ladite configuration de vol dans ledit système métrique ; et
- en ce que, pour une phase de vol dudit aéronef à définir : . au cours de ladite phase de vol, on mesure les valeurs desdits paramètres caractéristiques ; . à partir desdites valeurs mesurées, on détermine dans ledit système métrique, parmi lesdites configurations de vol définies, les n configurations de vol les plus proches de ladite phase de vol, n étant un nombre entier prédéfini ; . on détermine une fonction d'appartenance de ladite phase de vol respectivement par rapport à chacune desdites n configurations de vol les plus proches ; et . on déduit, à partir des fonctions d'appartenance ainsi déterminées et des indices de flou de ces n configura¬ tions de vol les plus proches, la configuration de vol de laquelle fait partie le cas échéant ladite phase de vol.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pour calculer l'indice de flou d'une configuration de vol :
- on détermine dans ledit système métrique, à partir des valeurs mesurées desdits paramètres, les positions des phases de vol représentatives de ladite configuration de vol ;
- à partir des positions ainsi déterminées, on calcule dans ledit système métrique le centre de gravité de ces posi- tions, correspondant au centre de gravité de ladite configuration de vol ;
- on détermine, pour chacune desdites phases de vol repré¬ sentatives, dans ledit système métrique, la distance entre ledit centre de gravité et la position de ladite phase de vol ;
- on détermine, pour chacune desdites phases de vol, à partir de la distance correspondante ainsi déterminée, la fonction d'appartenance à ladite configuration de vol ; et
- à partir des fonctions d'appartenance ainsi déterminées, on calcule ledit indice de flou.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que, pour une phase de vol déterminée de distance D(Xj,Ci) au centre de gravité de la configuration de vol correspondante, la fonction d'appartenance μ(Xj) est définie par la relation : μ(Xj) = exp(-D(Xj,Ci)).
4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'indice de flou (Ci) d'une configu¬ ration de vol est défini par la relation : j≈L v(Ci) = M. Σ S(μ(Xj)) j≈l dans laquelle :
- M est un coefficient prédéfini. - L est le nombre de phases de vol considérées représentati¬ ves de ladite configuration de vol,
- μ(Xj) représente la fonction d'appartenance d'une phase de vol à ladite configuration de vol, et - S(x) est la fonction entropique de Shannon, définie par : S(x) = -x.Log(x) - (1-x) .Log(1-x) .
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précé¬ dentes, caractérisé en ce que, pour déterminer les n configurations de vol les plus proches d'une phase de vol :
- pour toutes les configurations de vol définies, on calcule dans ledit système métrique la distance entre ladite phase de vol et le centre de gravité de la configuration de vol considérée ; - on compare entre elles les distances ainsi calculées ; et
- on retient les n configurations de vol présentant les distances les plus faibles.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que la distance entre une phase de vol et une configuration de vol est calculée à partir de la dis¬ tance statistique de Mahalanobis dans le système métrique correspondant.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que la distance entre une phase de vol et une configuration de vol est calculée à partir de la rela¬ tion :
D(Xj,Ci) -= V (Xj „»t -1 - -R) .σ .(Xj-R) dans laquelle :
- Xj est la position de ladite phase de vol dans ledit système métrique,
- R est la position du centre de gravité de ladite configu¬ ration de vol dans ledit système métrique,
- t est un coefficient prédéfini, et - σ représente la matrice diagonale des variances de ladite configuration de vol.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précé¬ dentes, caractérisé en ce que, pour déduire la configuration de vol à partir des fonctions d'appartenance et des indices de flou :
- on recherche parmi les n configurations de vol les plus proches, celles pour lesquelles la fonction d'appartenance de la phase de vol est supérieure ou égale au produit K.v(Ci), dans lequel K représente un coefficient inférieur ou égal à 1 et v(Ci) est l'indice de flou calculé ; et
- on déduit :
. si une seule configuration de vol satisfait à la condi- tion précédente, que la phase de vol fait partie de cette configuration de vol ;
. si plusieurs configurations de vol satisfont à la condition précédente, que la phase de vol fait partie de la configuration de vol pour laquelle la fonction d'appartenance est la plus élevée ; et
. si aucune configuration de vol ne satisfait à la condi¬ tion précédente, que ladite phase de vol ne fait partie d'aucune desdites configurations de vol définies.
9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que le coefficient K est égal à 0,85.
10. Procédé selon l'une des revendications 8 ou 9, caractérisé en ce qu'une phase de vol qui ne fait partie d'aucune configuration de vol définie est considérée comme une nouvelle configuration de vol utilisée lors des mises en oeuvre ultérieures dudit procédé.
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on utilise comme configurations de vol différentes au moins certaines des phases de vol suivan- tes de l'aéronef : le décollage, la montée, le maintien en palier, la prise de virages, la descente, l'approche et l'atterrissage.
12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on utilise comme paramètres caracté¬ ristiques à mesurer au moins certains des paramètres sui¬ vants de l'aéronef : le facteur de charge, la vitesse, la température, l'altitude, le dérapage en lacet, l'assiette longitudinale, l'assiette latérale, la vitesse angulaire de lacet, les commandes de vol, la masse et la commande de lacet.
13. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, ledit aéronef étant un hélicoptère, caractérisé en ce que l'on utilise comme paramètres caracté- ristiques à mesurer au moins certains des paramètres sui¬ vants de l'hélicoptère : le régime du rotor principal, la correction du palonnier, la puissance du rotor principal et la puissance du rotor arrière.
14. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte :
- un premier calculateur (2) susceptible de calculer l'in¬ dice de flou de chacune des configurations de vol défi¬ nies ; - un second calculateur (4) susceptible de calculer les fonctions d'appartenance d'une phase de vol à définir aux n configurations de vol les plus proches ; et un calculateur central (8) relié auxdits premier et second calculateurs (2, 4) et susceptible de déterminer la configuration de vol de laquelle fait partie ladite phase de vol à définir.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2933789A1 (fr) * 2008-07-11 2010-01-15 Thales Sa Procedes d'identification de profils de vol dans les operations de maintenance pour aeronef

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6502061B1 (en) * 1999-03-04 2002-12-31 Sony Corporation Method and device for information processing and program providing medium
US7610127B2 (en) * 2006-03-08 2009-10-27 Delphi Technologies, Inc. Vehicle stability monitoring system and method and article of manufacture for determining vehicle stability
AT505105B1 (de) * 2008-07-24 2009-10-15 Avl List Gmbh Verfahren zur beurteilung der fahrbarkeit von fahrzeugen
US20230271718A1 (en) * 2022-02-28 2023-08-31 The Boeing Company Systems and methods for determining a phase of flight of an aircraft

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1993024873A1 (fr) * 1992-06-01 1993-12-09 United Technologies Corporation Commande de coordination de virage et de maintien de cap pour helicoptere

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0236587A3 (fr) * 1986-02-06 1989-03-22 The Boeing Company Système d'optimisation de vol répondant au temps
FR2705313B1 (fr) * 1993-05-14 1995-07-21 Aerospatiale Procédé et dispositif pour déteecter la phase de fonctionnement actuelle d'un système à phases de fonctionnement multiples.

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1993024873A1 (fr) * 1992-06-01 1993-12-09 United Technologies Corporation Commande de coordination de virage et de maintien de cap pour helicoptere

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
STENGEL: "TOWARD INTELLIGENT FLIGHT CONTROL", IEEE TRANSACTIONS ON SYSTEMS,MAN,AND CYBERNETICS, vol. 23, no. 6, November 1993 (1993-11-01), NEW-YORK, pages 1699 - 1717, XP000417681 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2933789A1 (fr) * 2008-07-11 2010-01-15 Thales Sa Procedes d'identification de profils de vol dans les operations de maintenance pour aeronef
US8682508B2 (en) 2008-07-11 2014-03-25 Thales Methods of identifying flight profiles in aircraft maintenance operations

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