WO1999003728A1 - Procede et dispositif d'aide au pilotage des helicopteres par des limitations de puissance des turbomoteurs et/ou du regime rotor - Google Patents

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WO1999003728A1
WO1999003728A1 PCT/FR1998/001554 FR9801554W WO9903728A1 WO 1999003728 A1 WO1999003728 A1 WO 1999003728A1 FR 9801554 W FR9801554 W FR 9801554W WO 9903728 A1 WO9903728 A1 WO 9903728A1
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motorized
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helicopter
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PCT/FR1998/001554
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Inventor
René STEVENS
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Bonnans S.A.
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices

Definitions

  • the present invention relates to a method and a device for assisting in the control, acting on the collective pitch, of the power transmitted to the rotor (s) of helicopters, by the engine or engines and the transmission, and / or the rotor speed in autorotation. It also relates to thermopropelled helicopters equipped with this device or implementing this method.
  • thermopropelled helicopters 0 require a motive power which must be precisely controlled, since it varies or must vary according to various parameters (pilot demand, flight conditions, temperature, atmospheric pressure, etc.).
  • the maximum torque that the transmission can transmit without damage for example the reduction arranged at the output of the power shaft of the turbine engine
  • the helicopter pilot In order not to exceed these limitations, the helicopter pilot must control the power transmitted to the rotor (s) by the turbine engine (s), and by the transmission, using collective pitch. For this, it limits the movement of the collective step upwards, so as not to exceed the mechanical limitations of the transmission and the mechanical or thermal limitations of the turboshaft engine (s) previously indicated.
  • the pilot has several indicators on the dashboard, which can be with multiple hands.
  • this type of stop can only thermally protect the engine and this for a given flight case; for this we choose vertical flight. Indeed, the power absorbed by the rotor for a given general pitch depends on several parameters, essentially on the atmospheric pressure, the outside temperature and the speed of advancement of the helicopter. In particular, this type of stop does not protect the transmission from the harmful effects of overtorque, at low altitude, when it is cold.
  • An objective of the present invention is to remedy these drawbacks. According to the invention, this object is achieved by a method according to which the approach and / or the exceeding of the first limitation reached is detected, by a computer programmed to control a motorized mechanical stop ensuring the formation of a point. hard opposing the continued pivoting movement of said collective pitch lever upwards.
  • this method allows the rotor speed of a helicopter to be controlled, in autorotation, and it is remarkable, in this application, that starting from the detection of the approach and / or exceeding the rotor speed desired, by means of a computer programmed for this, said computer also being programmed to activate a motorized mechanical stop, prepositioned to a predetermined value of the collective pitch, so as to ensure the formation of a hard point or stop constituting an obstacle to the free pursuit of the pivoting movement of said collective pitch lever downwards.
  • the device for assisting the pilot in controlling the power limitations of the thermo-propelled helicopter (s) of the invention is remarkable in that it comprises a motorized mechanical stop ensuring the formation of a hard point or stop opposing the continuation of the pivoting movement of the collective pitch lever upwards, this motorized mechanical stop being activated by a computer programmed to detect the difference between the limits and the corresponding power parameters, select the most important , and to control said stop, as soon as one of the power limits is reached or exceeded.
  • the device for assisting the pilot in controlling the rotor speed of heat-propelled helicopters is particularly remarkable in that it comprises a motorized mechanical stop ensuring the formation of a hard point or stop s' opposing the continued pivoting movement of the collective pitch lever downwards, this motorized mechanical stop being activated by a computer programmed to detect the difference between the limitation of the rotor speed and the current speed, and to control said stop, from the maximum set rotor speed given to the computer has been reached or exceeded.
  • the above-mentioned method and device are also remarkable in that the hard point or stop created by the motorization controlled by the computer is surpassable, by the action of a friction coupling, placed between the stop (s) and the engine, so as to allow the pilot to overcome this stop in an emergency.
  • the mechanical stop (s) motorized system (s) comprises an electric motor driving an irreversible reduction gear connected to the collective pitch lever by means of a wheelhouse or transmission, and in that the members electro-mechanical of the motorized stop system (s) are placed on an element of the wheelhouse or transmission, this element being made up of two assembled parts with a possibility of movement relative to each other, l 'one of these parts being provided with the abutment (s), while the other carries a stopper which can be brought into contact with the abutment, or with one or other of the abutments, which or which comprises (s) a electrical detection system for contact with said stopper, said stopper (s) being preferably adjustable.
  • the method and the device of the invention can use a single motorized mechanical stop system, either for controlling the power limitations of the helicopter's turbine engine (s), or for controlling the rotor speed of the device.
  • a global solution proposed by the invention consists, in a more particularly advantageous manner, in creating two mechanical stops, motorized by the same motorization mechanism, and in slaving them to the first limitation reached for the flight case in which the helicopter, and it is this very advantageous solution which is described in the remainder of this presentation.
  • the pilot will only need to maintain a slight upward pressure on the collective pitch lever to obtain the maximum authorized power. If the pilot releases this pressure and a power limitation is reached, the servo will reduce the collective pitch so that it is not exceeded, but will not increase the power when it will decrease.
  • the pilot is the servo-motor of this servo-control, which will allow him at all times and without looking at his instruments, therefore inside, not to exceed the limits while remaining in the "piloting loop" .
  • the same device provided that the rotor speed is supplied to the computer, can help control the rotor speed in autorotation.
  • the collective collective low stop must be adjusted to ensure a sufficient rotor speed in autorotation at its minimum mass and this for the low altitude and for the minimum temperature at which it is certified.
  • the pilot keeps pace with the low stop, the maximum authorized rotor speed is largely exceeded.
  • it will suffice for the pilot to maintain a slight pressure on the collective step down to obtain the maximum set speed which will have been given to the computer.
  • Figure 1 is a schematic view illustrating the location of the motorized mechanical stop in the collective pitch control.
  • Figure 2 is a schematic representation of a first embodiment of the motorized mechanical stop device according to the invention.
  • Figure 3 is a schematic representation of an alternative embodiment of this motorized mechanical stop device.
  • FIG. 4 is a detailed view, schematic and on a larger scale, of the electromechanical components of this alternative embodiment of the motorized mechanical stop device.
  • FIG. 5 represents the network of curves illustrating the relation linking the collective pitch to the reduced power absorbed.
  • Figures 6 and 6bis show these same curves for hovering at standard pressure (1013 hPa).
  • FIG. 7 represents the block diagram of the servo-control of the stop to the power limitation, in flight with motor drive.
  • Figure 8 is a block diagram of the control of the stop to the limitation in autorotation.
  • FIG. 1 The installation of this device in flight controls is shown diagrammatically in FIG. 1.
  • the system of motorized mechanical stops designated as a whole, by the reference 1 is arranged so that its output lever 14 is connected, to the by means of a connecting rod 15 to the collective pitch linkage, upstream of the combiner 4.
  • the collective pitch lever 3 is itself conventionally connected, by means of a connecting rod 20, to the combinator 4 comprising the controls for collective step 4a and cyclic step 4b and itself connected to the servo-controls 5 in contact with the swashplate 6 of the rotor 7 of the device (only a cyclic control and a servo-control are schematically represented so as not to unnecessarily overload the drawing).
  • the system of motorized mechanical stops is electrically connected to the computer 2.
  • the system of motorized mechanical stops comprises an electric servo motor 10 controlled by the computer 2 of the helicopter and a box. irreversible reduction 11, the outlet of which is connected to one end of a shaft 13A, by means of a friction coupling 12.
  • the opposite end of the shaft 13A is subject to the two upper and lower stops 17A, 17B.
  • Each of these stops 17A, 17B comprises a contact system 17A ', 17B', making it possible, respectively, to detect the arrival, in contact with one of them, of a stopper 16 secured to a shaft 13B.
  • This shaft 13B is arranged in the extension of the shaft 13A to which it is connected by a coupling allowing relative movement of the latter.
  • the opposite end of the shaft 13B is integral with one of the ends of the pivoting lever 14, the other end of which is connected, by means of a rigid connecting rod 15 and of articulation, to the wheelhouse of collective pitch.
  • connection between the shaft 13B and the collective pitch lever 3 is made so that any pivoting movement of the latter causes a rotation of corresponding amplitude of said shaft.
  • the position of the stops 17A, 17B on which the electrical contacts are mounted is adjustable according to the characteristics of the type of helicopter on which the device of the invention is installed.
  • the contacts 17A ', 17B' of the stops 17A, 17B, are electrically connected to the computer 2.
  • the stop 17A is the high stop (power limitation), while the stop 17B is the low stop (NR limitation).
  • control device also comprises:
  • this fuse mounted on the attachment of the outlet lever 14 and intended to prevent any mechanical blocking of said device (this fuse may be constituted by a shearable pin, under a certain moment, for example when a force greater than ten kg is applied to the end of the collective handle),
  • FIGS 3 and 4 illustrate an alternative embodiment of the motorized mechanical stop system according to the invention.
  • the system of motorized mechanical stops also includes an electric servo motor 10 controlled by the computer 2 and an irreversible reduction unit 1 1, the output of which is connected to one of the ends of a shaft 13, by means of a friction coupling 12.
  • the opposite end of the shaft 13 is integral with the lever 14 which is connected, by means of a connecting rod 15, to the wheelhouse of the collective pitch.
  • This variant differs from the embodiment described above, in that the electromechanical components of the stops are incorporated in the connecting rod 15 connecting the pivoting lever 14 and the collective pitch lever 3.
  • the connecting rod 15 which incorporates the two stops (high and low) is mainly constituted by two parts 15a, 15b assembled with a capacity for axial movement relative to one another.
  • the part 15a is constituted by a rod, for example cylindrical, comprising an external end provided with an eye-piece 15c connected to the pivoting lever 14, and an opposite internal portion 15d housed with a sliding capacity in the part 15b.
  • the internal portion 15d is provided with a stopper 16 which can move between two stops 17A, 17B, the faces of which disposed facing each other carry, respectively, the electrical contacts 17A ', 17B' (not shown).
  • the stop 17B can be constituted by a threaded ring comprising an axial orifice for the passage of the rod 15a and an external thread allowing its screwing in a thread 15e which has the internal side wall of a cylindrical recess 15f of one of the portions extremes of part 15b.
  • the second stop 17A is constituted by the bottom of the recess 15f in which the stopper 16 and the ring 17B are housed. It is understood that the execution of the stop 17B in the form of a threaded ring allows an adjustment of the position of the latter.
  • the part 15b of the connecting rod 15 which is connected to the collective pitch lever by means of an eye-piece 15g is itself executed in two parts 15b ',
  • determining the limit step giving the maximum authorized power is complex; it depends, in fact, on several parameters: - clean speed;
  • a simpler solution consists in approximately prepositioning the stop for the most critical flight case (hovering at sea level in standard conditions for takeoff limitations, and mounted in the same conditions, for maximum continuous power limitation) , and then leave it to the servo to position the stop at the right value, fast enough, so as not to go outside acceptable transient limits on power levels. It is this solution which is proposed here; it only requires a speed sensor, operating by all or nothing around 55 kt, generally already available on the helicopter. If this solution does not prove fast enough, we could then preposition the stop as a function of the outside temperature, in accordance with the curves in FIGS. 6 and 6bis, and this would require the presence of an outside temperature sensor.
  • the stop can also be prepositioned to a fixed value (to be determined by flight tests); as soon as the rotor speed reaches the set speed or the step comes into contact with the lower stop (contact 17B closed), the servo is activated and maintains the set rotor speed as long as the pilot exerts a down pressure on the collective step.
  • the stop 17A will be prepositioned as indicated above.
  • the control will only be made operational under three conditions:
  • the fixed value displayed depends on the helicopter. This pre-positioning must be effective for flight in autorotation, that is to say when the rotor speed is greater than the maximum regulated speed.
  • a term in dNR / dt will be necessary to alter the position of the stop upwards.
  • the computer determines the power limitation to take into account: Vi ⁇ 55 kt limitation 5 minutes

Abstract

Procédé d'aide au contrôle des limitations de la transmission du/ou des turbomoteur(s) et du régime rotor d'un hélicoptère, caractérisé en ce que l'on utilise un calculateur (2) pour détecter l'écart entre les limitations et les paramètres de puissance correspondants, sélectionner le plus important, et commander une butée mécanique motorisée (10, 11, 17A, 17B) assurant la formation d'un point dur constituant un obstacle s'opposant à la libre poursuite du mouvement de pivotement du levier de pas collectif (3) vers le haut, dès que l'une des limitations de puissance est atteinte ou dépassée.

Description

PROCEDE ET DISPOSITIF D ' AIDE AU P ILOTAGE DES HELICOPTERES PAR DES LIMITATIONS DE PUISSANCE DES TURBOMOTEURS ET/OU DU REGIME ROTOR .
La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide au 5 contrôle, agissant sur le pas collectif, de la puissance transmise au(x) rotor(s) des hélicoptères, par le ou les moteurs et la transmission, et/ou du régime rotor en autorotation. Elle vise également les hélicoptères thermopropulsés équipés de ce dispositif ou mettant en oeuvre ce procédé.
L'entraînement des rotors des hélicoptères thermopropulsés 0 nécessite une puissance motrice qui doit être précisément contrôlée, car elle varie ou doit varier en fonction de divers paramètres (demande pilote, conditions de vol, température, pression atmosphérique, etc.).
Il existe donc des limitations à ne pas dépasser faute de quoi le(s) turbomoteur(s) et/ou la transmission pourraient subir des dommages dangereux 5 pour l'intégrité de l'hélicoptère. Ces limitations peuvent être classées en deux catégories :
- limitations mécaniques : le couple maximal que peut transmettre sans dommage la transmission (par exemple la réduction disposée à la sortie de 0 l'arbre de puissance du turbomoteur) ;
- limitations thermiques mesurées :
- soit, par le régime générateur maximal du générateur de gaz ;
- soit, par la température maximale des gaz de la ou des turbines.
Afin de ne pas dépasser ces limitations, le pilote d'hélicoptère doit 5 contrôler la puissance transmise aux rotor(s) par le(s) turbomoteur(s), et par la transmission, à l'aide du pas collectif. Pour cela, il limite le déplacement du pas collectif vers le haut, de façon à ne pas dépasser les limitations mécaniques de la transmission et les limitations mécaniques ou thermiques du (des) turbomoteur(s) précédemment indiquées.
Sur les moteurs "Turbomeca " (Marque Déposée), la première limitation thermique atteinte est le régime générateur maximal du générateur de gaz et, sauf dégradation du moteur, la température maximale des gaz n'est atteinte qu'après. On dit que le moteur est piloté en Ng.
Sur la plupart des moteurs étrangers, c'est en général l'inverse et on dit alors que le moteur est piloté en "t4 " ou en "t45".
Pour pouvoir respecter toutes ces limitations, le pilote dispose, sur la planche de bord, de plusieurs indicateurs, qui peuvent être à aiguilles multiples.
Dans toutes les phases de vol, il doit s'assurer qu'aucune de ces limites n'est dépassée. Dans les phases de décollage et d'atterrissage, où il faut surtout regarder à l'extérieur, et où l'hélicoptère est souvent utilisé aux limites de ses possibilités, c'est une tâche relativement difficile qui demande beaucoup d'attention.
Pour rendre cette tâche plus facile, on a utilisé sur certains appareils monomoteurs, des butées eclipsables, par exemple sur les appareils "Gazelle" et "Dauphin" (Marques déposées), préréglées par le pilote en fonction de la température extérieure.
Malheureusement, ce type de butée ne peut que protéger thermiquement le moteur et ceci pour un cas de vol donné ; on choisit pour cela le vol vertical. En effet, la puissance absorbée par le rotor pour un pas général donné dépend de plusieurs paramètres, essentiellement de la pression atmosphérique, de la température extérieure et de la vitesse d'avancement de l'hélicopère. En particulier, ce type de butée ne protège pas la transmission des effets nuisibles des surcouples, à basse altitude, quand il fait froid.
Un objectif visé par la présente invention, est de remédier à ces inconvénients. Selon l'invention, ce but est atteint grâce à un procédé suivant lequel on détecte l'approche et/ou le dépassement de la première limitation atteinte, par un calculateur programmé de façon à commander une butée mécanique motorisée assurant la formation d'un point dur s'opposant à la poursuite du mouvement de pivotement dudit levier de pas collectif vers le haut.
Selon une autre disposition caractéristique, ce procédé permet le contrôle du régime rotor d'un hélicoptère, en autorotation, et il est remarquable, dans cette application, en ce que partant de la détection de l'approche et/ou du dépassement du régime rotor souhaité, au moyen d'un calculateur programmé pour cela, ledit calculateur étant également programmé pour activer une butée mécanique motorisée, prépositionnée à une valeur prédéterminée du pas collectif, de façon à assurer la formation d'un point dur ou butée constituant un obstacle à la libre poursuite du mouvement de pivotement dudit levier de pas collectif vers le bas.
Le dispositif d'aide au contrôle, par le pilote, des limitations de puissance du ou des turbomoteurs d'hélicoptères thermopropulsés, selon l'invention, est remarquable en ce qu'il comprend une butée mécanique motorisée assurant la formation d'un point dur ou butée s'opposant à la poursuite du mouvement de pivotement du levier de pas collectif vers le haut, cette butée mécanique motorisée étant activée par un calculateur programmé pour détecter l'écart entre les limitations et les paramètres de puissance correspondants, sélectionner le plus important, et pour commander ladite butée, dès que l'une des limitations de puissance est atteinte ou dépassée.
Le dispositif d'aide au contrôle, par le pilote, du régime rotor d'hélicoptères thermopropulsés, selon l'invention, est notamment remarquable en ce qu'il comprend une butée mécanique motorisée assurant la formation d'un point dur ou butée s'opposant à la poursuite du mouvement de pivotement du levier de pas collectif vers le bas, cette butée mécanique motorisée étant activée par un calculateur programmé pour détecter l'écart entre la limitation du régime rotor et le régime actuel, et pour commander ladite butée, dès que le régime rotor maximal de consigne donné au calculateur est atteint ou dépassé. Selon une autre disposition caractéristique de l'invention, le procédé et le dispositif susmentionnés sont encore remarquables en ce que le point dur ou butée créée par la motorisation commandée par le calculateur est surpassable, par l'action d'un accouplement à friction, placé entre la ou les butées et la motorisation, de façon à permettre au pilote de surpasser cette butée en cas d'urgence.
Selon une autre disposition caractéristique, le système de butée(s) mécanique(s) motorisée(s) comprend un moteur électrique entrainant un réducteur irréversible relié au levier de pas collectif au moyen d'une timonerie ou transmission, et en ce que les organes électro-mécaniques du système de butée(s) motorisée(s) sont placés sur un élément de la timonerie ou transmission, cet élément étant constituée en deux parties assemblées avec une possibilité de mouvement relatif l'une par rapport à l'autre, l'une de ces parties étant munie de la ou des butées, tandis que l'autre porte un butoir pouvant être mis en contact avec la butée, ou avec l'une ou l'autre des butées, laquelle ou lesquelles comporte(nt) un système de détection électrique de contact avec ledit butoir, la ou lesdites butée(s) étant, de préférence, ajustable(s).
De l'exposé qui précède, on comprend que le procédé et le dispositif de l'invention peuvent utiliser un système de butée mécanique motorisée unique, soit pour le contrôle des limitations de puissance du ou des turbomoteurs de l'hélicoptère, soit pour le contrôle du régime rotor de l'appareil.
Toutefois, une solution globale proposée par l'invention consiste, de manière plus particulièrement intéressante, à créer deux butées mécaniques, motorisées par le même mécanisme de motorisation, et à les asservir à la première limitation atteinte pour le cas de vol où se trouve l'hélicoptère, et c'est cette solution très avantageuse qui est décrite dans la suite du présent exposé.
De cette façon, il suffira au pilote de maintenir une légère pression vers le haut sur le levier de pas collectif pour obtenir la puissance maximale autorisée. Si le pilote relâche cette pression et qu'une limitation de puissance est atteinte, l'asservissement réduira le pas collectif pour qu'elle ne soit pas dépassée, mais n'augmentera pas pour autant la puissance lorsque celle-ci diminuera. On peut dire que le pilote est le servo-moteur de cet asservissement, ce qui lui permettra à tout instant et sans regarder ses instruments, donc à l'intérieur, de ne pas dépasser les limitations tout en restant dans la "boucle de pilotage".
Le même dispositif, à condition de fournir au calculateur le régime rotor, peut aider au contrôle du régime rotor en autorotation. En effet, la butée basse de pas collectif doit être réglée pour assurer un régime rotor suffisant en autorotation à sa masse minimale et ceci pour la basse altitude et pour la températute minimale à laquelle il est certifié. A l'opposé quand l'appareil est lourd qu'il vole haut et qu'il fait chaud, si le pilote maintient le pas sur la butée basse le régime rotor maximal autorisé est largement dépassé. Avec le procédé et le dispositif selon l'invention, il suffira au pilote de maintenir une légère pression sur le pas collectif vers le bas pour obtenir le régime maximal de consigne qui aura été donné au calculateur.
Bien entendu, dans tous les cas, un dispositif à ressort ou à friction devra permettre au pilote de pouvoir surpasser cette butée en cas d'urgence.
Les buts, caractéristiques et avantages ci-dessus, et d'autres encore, ressortiront mieux de la description qui suit et des dessins annexés dans lesquels :
La figure 1 est une vue schématique illustrant l'implantation de la butée mécanique motorisée dans la commande de pas collectif.
La figure 2 est une représentation schématique d'un premier exemple de réalisation du dispositif de butée mécanique motorisée selon l'invention.
La figure 3 est une représentation schématique d'une variante de réalisation de ce dispositif de butée mécanique motorisée.
La figure 4 est une vue de détail, à caractère schématique et à plus grande échelle, des composants électromécaniques de cette variante d'exécution du dispositif de butée mécanique motorisée. La figure 5 représente le réseau des courbes illustrant la relation liant le pas collectif à la puissance réduite absorbée.
Les figures 6 et 6bis représentent ces mêmes courbes pour le vol stationnaire en pression standard (1013 hPa).
La figure 7 représente le schéma de principe de l'asservissement de la butée à la limitation de puissance, en vol avec entraînement moteur.
La figure 8 est un schéma de principe de l'asservissement de la butée à la limitation en autorotation.
On se réfère auxdits dessins pour décrire des exemples de réalisation intéressants, bien que nullement limitatifs, du dispositif de butée mécanique motorisée selon l'invention.
L'implantation de ce dispositif dans les commandes de vol, est représenté schématiquement à la figure 1. Le système de butées mécaniques motorisées désigné dans son ensemble, par la référence 1 , est disposé de façon que son levier de sortie 14 soit relié, au moyen d'une bielle 15 à la timonerie de pas collectif, en amont du combinateur 4. Le levier de pas collectif 3 est lui- même relié, de manière classique, au moyen d'une bielle 20, au combinateur 4 comprenant les commandes de pas collectif 4a et de pas cyclique 4b et lui- même relié aux servocommandes 5 en contact avec le plateau cyclique 6 du rotor 7 de l'appareil (seules une commande cyclique et une servocommande sont schématiquement représentées pour ne pas surcharger inutilement le dessin). Le système de butées mécaniques motorisées est relié électriquement au calculateur 2.
Un premier exemple de montage possible est représenté à la figure 2. Selon ce mode d'exécution, le système de butées mécaniques motorisées selon l'invention comprend un moteur électrique d'asservissement 10 commandé par le calculateur 2 de l'hélicoptère et un boîtier de réduction irréversible 11 dont la sortie est reliée à l'une des extrémités d'un arbre 13A, par l'intermédiaire d'un accouplement à friction 12. L'extrémité opposée de l'arbre 13A est assujettie aux deux butées haute et basse 17A, 17B. Chacune de ces butées 17A, 17B comporte un système de contact 17A', 17B', permettant, respectivement, de détecter la venue, au contact de l'une d'entre elles, d'un butoir 16 solidaire d'un arbre 13B. Cet arbre 13B est disposé dans le prolongement de l'arbre 13A auquel il est relié par un accouplement permettant un mouvement relatif de ces derniers. L'extrémité opposée de l'arbre 13B est solidaire de l'une des extrémités du levier pivotant 14 dont l'autre extrémité est reliée, au moyen d'une bielle rigide 15 et d'articulation, à la timonerie de pas collectif.
La liaison entre l'arbre 13B et le levier de pas collectif 3 est réalisée de sorte que tout mouvement de pivotement de ce dernier entraine une rotation d'amplitude correspondante dudit arbre.
La position des butées 17A, 17B sur lesquelles sont montés les contacts électriques est ajustable en fonction des caractéristiques du type d'hélicoptère sur lequel le dispositif de l'invention est installé.
Les contacts 17A', 17B' des butées 17A, 17B, sont reliés électriquement au calculateur 2.
Conventionnellement dans la suite du présent exposé, on considère que la butée 17A est la butée haute (limitation de puissance), tandis que la butée 17B est la butée basse (limitation de NR).
Le dispositif de contrôle selon l'invention comporte encore :
- un fusible 18 monté sur l'attache du levier de sortie 14 et destiné à prévenir tout blocage mécanique dudit dispositif (ce fusible peut être constitué par une goupille cisaillable, sous un certain moment, par exemple lorsqu'un effort supérieur d'une dizaine de kg est appliqué à l'extrémité du manche collectif),
- un dispositif de recopie 19 de la position des butées.
Les figures 3 et 4 illustrent une variante d'exécution du système de butées mécaniques motorisées selon l'invention.
Selon cette variante (figure 3), le système de butées mécaniques motorisées comprend également un moteur électrique d'asservissement 10 commandé par le calculateur 2 et un boîtier de réduction irréversible 1 1 dont la sortie est reliée à l'une des extrémités d'un arbre 13, par l'intermédiaire d'un accouplement à friction 12. L'extrémité opposée de l'arbre 13 est solidaire du levier 14 qui est relié, au moyen d'une bielle 15, à la timonerie du pas collectif. Cette variante diffère du mode d'exécution précédemment décrit, par le fait que les composants électromécaniques des butées sont incorporés à la bielle 15 reliant le levier pivotant 14 et le levier de pas collectif 3.
Dans ce cas, la bielle 15 qui incorpore les deux butées (haute et basse) est principalement constituée en deux parties 15a, 15b assemblées avec une aptitude de mouvement axial l'une par rapport à l'autre. La partie 15a est constituée par une tige, par exemple cylindrique comportant une extrémité externe munie d'un embout à oeil 15c relié au levier pivotant 14, et une portion interne opposée 15d logée avec une aptitude de coulissement dans la partie 15b. La portion interne 15d est munie d'un butoir 16 pouvant se déplacer entre deux butées 17A, 17B, dont les faces disposées en regard portent, respectivement, les contacts électriques 17A', 17B' (non représentés). La butée 17B peut être constituée par une bague filetée comportant un orifice axial pour le passage de la tige 15a et un filetage externe permettant son vissage dans un taraudage 15e que présente la paroi latérale interne d'un évidement cylindrique 15f de l'une des portions extrêmes de la partie 15b. La seconde butée 17A est constituée par le fond de l'évidement 15f dans lequel sont logées le butoir 16 et la bague 17B. On comprend que l'exécution de la butée 17B sous forme de bague filetée permet un réglage de la position de cette dernière.
La partie 15b de la bielle 15 qui est reliée au levier de pas collectif au moyen d'un embout à oeil 15g est elle-même exécutée en deux parties 15b',
15b" assemblées par vissage, de façon à permettre un ajustement de la position de la butée 17A.
Sur un hélicoptère, la détermination du pas limite donnant la puissance maximale autorisée est complexe ; elle dépend, en effet, de plusieurs paramètres : - vitesse propre ;
- altitude ;
- température.
Déterminer directement ce pas limite, pour chaque hélicoptère, nécessiterait des capteurs extrêmement précis, donc coûteux, et un étalonnage particulier de chaque appareil ; tous les hélicoptères d'un même type n'étant pas strictement identiques, ce ne serait pas une solution économiquement réaliste.
Une solution plus simple consiste à prépositionner approximativement la butée pour le cas de vol le plus critique (vol stationnaire au niveau de la mer en conditions standard pour les limitations de décollage, et montée dans les mêmes conditions, pour la limitation de puissance maximale continue), et laisser ensuite le soin à l'asservissement de positionner la butée à la bonne valeur, de façon suffisamment rapide, pour ne pas sortir des limites transitoires acceptables sur les niveaux de puissance. C'est cette solution qui est proposée ici ; elle ne nécessite qu'un capteur de vitesse, fonctionnant par tout ou rien vers 55 kt, généralement déjà disponible sur l'hélicoptère. Si cette solution ne s'avérait pas assez rapide, on pourrait alors prépositionner la butée en fonction de la température extérieure, conformément aux courbes des figures 6 et 6bis, et cela nécessiterait la présence d'un capteur de température extérieure.
Le principe de fonctionnement est le même en autorotation : la butée peut être aussi prépositionnée à une valeur fixe (à déterminer par essais en vol) ; dès que le régime rotor atteint le régime de consigne ou que le pas vient en contact avec la butée basse (contact 17B fermé), l'asservissement est activé et maintient le régime rotor de consigne tant que le pilote exerce une pression vers le bas sur le pas collectif.
Butée haute (limitation de puissance) :
La butée 17A sera prépositionnée comme indiqué ci-dessus. L'asservissement ne sera rendu opérant que dans trois conditions :
- lorsqu'une limitation est atteinte ou dépassée ; lorsque la butée est atteinte (fermeture du contact 17A' de la butée
17A) ;
- lorsque sur une manoeuvre rapide du pas général, la limitation de puissance est proche. Pour cela il sera nécessaire de faire intervenir dans le calculateur des termes en dC/dt, DNg/dt et dt4/dt pour altérer vers le bas la valeur de butée préaffichée et apporter l'amortissement convenable.
Cela signifie, que le prépositionnement de la butée, ne sera modifié que lorsqu'une des trois conditions ci-dessus aura été remplie ; si elle est modifiée, cette dernière position sera gardée en mémoire, tant qu'à nouveau, le dispositif n'aura pas été activé par l'une au moins des trois conditions ci-dessus.
Butée basse (limitation de NR)
La valeur fixe affichée dépend de l'hélicoptère. Ce prépositionnement doit être opérant pour le vol en autorotation, c'est à dire lorsque le régime rotor est supérieur au régime maximal régulé. Ici aussi, pour couvrir les manoeuvres rapides et assurer l'amortissement indispensable, un terme en dNR/dt sera nécessaire pour altérer vers le haut la position de la butée.
Fonctionnement de l'asservissement :
On rapelle que l'asservissement de la butée à la iimitation est rendu actif dès qu'une des butées ou une limitation est approchée trop rapidement (couple, Ng, t4, ou NR).
En puissance :
Le calculateur détermine la limitation de puissance à prendre en compte : Vi < 55 kt limitation 5 minutes
Vi > 55 kt limitation maximale continue
un moteur en panne limitation d'urgence
Il calcule alors les écarts entre les valeurs présentes et les limitations correspondantes (couple, Ng, t4), choisit le plus grand écart et l'envoie à l'asservissement du moteur, en y associant un terme dérivé et un terme intégré pour commander le déplacement de la butée 17A. Ainsi, la limitation prise en compte est la première atteinte et reste active tant qu'une autre ne dépasse pas sa limite et vienne la remplacer ou que le contact 17A' de la butée 17A reste fermé. Le schéma de principe de ce fonctionnement est représenté à la figure 7.
En autorotation
Le schéma est analogue et représenté à la figure 8.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1. - Procédé d'aide au contrôle des limitations de la transmission du ou des turbomoteur(s) d'un hélicoptère, caractérisé en ce que l'on utilise un calculateur (2) pour détecter l'écart entre les limitations et les paramètres de puissance correspondants, sélectionner le plus important, et commander une butée mécanique motorisée (10, 11 , 17A, 17B) assurant la formation d'un point dur ou butée constituant un obstacle s'opposant à la libre poursuite du mouvement de pivotement du levier de pas collectif (3) vers le haut, dès que l'une des limitations de puissance est atteinte ou dépassée.
2. - Procédé de contrôle du régime rotor d'un hélicoptère, en autorotation, caractérisé en ce que l'on utilise un calculateur (2) pour détecter l'écart entre la limitation de régime rotor et le régime actuel, et pour commander une butée mécanique motorisée (10, 11) assurant la formation d'un point dur ou butée constituant un obstacle s'opposant à la libre poursuite du mouvement de pivotement dudit levier de pas collectif (3) vers le bas, dès que le régime rotor maximal de consigne donné au calculateur est atteint ou dépassé.
3. - Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le point dur ou butée créée par la motorisation (10, 1 1) commandée par le calculateur
(2), est surpassable.
4. - Dispositif d'aide au contrôle des limitations de puissance du ou des turbomoteur(s) d'un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comprend une butée mécanique motorisée (10, 1 1 , 17A), assurant la formation d'un point dur ou butée s'opposant à la poursuite du mouvement de pivotement du levier de pas collectif (3) vers le haut, cette butée mécanique motorisée étant commandée par un calculateur (2) programmé pour détecter l'écart entre les limitations et les paramètres de puissance correspondants, sélectionner le plus important et commander ladite butée, dès que l'une des limitations de puissance est atteinte ou dépassée.
5. - Dispositif d'aide au contrôle du régime rotor d'un hélicoptère thermopropulsé, en autorotation, caractérisé en ce qu'il comprend une butée mécanique motorisée (10, 11, 17B) assurant la formation d'un point dur ou butée s'opposant à la poursuite du mouvement de pivotement du levier de pas collectif (3) vers le bas, cette butée mécanique motorisée étant commandée par un calculateur (2) programmé pour détecter l'écart entre la limitation de régime rotor et le régime actuel, et pour commander ladite butée motorisée (10, 1 1 , 17B), dès que le régime rotor maximal de consigne donné au calculateur (2) est atteint.
6. - Dispositif selon l'une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que le système de butée(s) mécanique(s) motorisée(s) comprend un moteur électrique (10) entraînant un réducteur irréversible (11) relié à la timonerie de pas collectif
(3) au moyen d'une transmission (13, 14, 15 ; 13A, 13B, 14, 15), et en ce que les organes électro-mécaniques (17A-17A, 17B-17B') du système de butée(s) mécanique(s) motorisée(s) sont placés sur un élément (13A-13B, 15) de la transmission, cet élément étant constituée en deux parties (13A, 13B ; 15a, 15b) assemblées avec une possibilité de mouvement relatif l'une par rapport à l'autre, l'une de ces parties (13A, 15b) étant munie de la ou des butées (17A, 17B), tandis que l'autre partie (13B, 15a) porte un butoir (16) pouvant être mis en contact avec la butée (17A ou 17B), ou avec l'une ou l'autre des butées (17A et 17B), laquelle ou lesquelles comporte(nt) un système de détection électrique (17A\ 17B') de contact avec ledit butoir, la ou lesdites butée(s) étant, de préférence, ajustable(s).
7. - Dispositif suivant la revendication 6, caractérisé en ce qu'un accouplement à friction (12) est disposé sur l'arbre de transmission (13A), entre le boîtier de réduction (11) et la ou les butées (17A, 17B).
8. - Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que les butées (17A-17B) comprennent un système de recopie de position (19), nécessaire au fonctionnement de l'asservissement.
9. - Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 4 à 8, caractérisé en ce qu'un fusible (18) est monté sur l'attache (14a) du levier de sortie (14) du système de butée mécanique motorisé (10, 11 ,12, 13, 16 , 17A, 17B), afin de prévenir tout blocage mécanique dudit système.
10. - Hélicoptère thermopropulsé, caractérisé en ce qu'il met en oeuvre le procédé de contrôle selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, ou est équipé du dispositif de contrôle selon l'une quelconque des revendications 4 à 9.
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