WO2002078985A1 - Installation de mesure de la pression d'au moins un pneumatique d'une roue d'un avion - Google Patents

Installation de mesure de la pression d'au moins un pneumatique d'une roue d'un avion Download PDF

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WO2002078985A1
WO2002078985A1 PCT/FR2002/001074 FR0201074W WO02078985A1 WO 2002078985 A1 WO2002078985 A1 WO 2002078985A1 FR 0201074 W FR0201074 W FR 0201074W WO 02078985 A1 WO02078985 A1 WO 02078985A1
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WO
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wheel
pressure
antenna
aircraft
sensor
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PCT/FR2002/001074
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English (en)
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Jean-Clair Pradier
Antoine Gautier
Original Assignee
Messier-Bugatti
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60C—VEHICLE TYRES; TYRE INFLATION; TYRE CHANGING; CONNECTING VALVES TO INFLATABLE ELASTIC BODIES IN GENERAL; DEVICES OR ARRANGEMENTS RELATED TO TYRES
    • B60C23/00—Devices for measuring, signalling, controlling, or distributing tyre pressure or temperature, specially adapted for mounting on vehicles; Arrangement of tyre inflating devices on vehicles, e.g. of pumps or of tanks; Tyre cooling arrangements
    • B60C23/02—Signalling devices actuated by tyre pressure
    • B60C23/04—Signalling devices actuated by tyre pressure mounted on the wheel or tyre
    • B60C23/0408—Signalling devices actuated by tyre pressure mounted on the wheel or tyre transmitting the signals by non-mechanical means from the wheel or tyre to a vehicle body mounted receiver
    • B60C23/0422—Signalling devices actuated by tyre pressure mounted on the wheel or tyre transmitting the signals by non-mechanical means from the wheel or tyre to a vehicle body mounted receiver characterised by the type of signal transmission means
    • B60C23/0433—Radio signals
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60C—VEHICLE TYRES; TYRE INFLATION; TYRE CHANGING; CONNECTING VALVES TO INFLATABLE ELASTIC BODIES IN GENERAL; DEVICES OR ARRANGEMENTS RELATED TO TYRES
    • B60C2200/00—Tyres specially adapted for particular applications
    • B60C2200/02—Tyres specially adapted for particular applications for aircrafts

Definitions

  • the present invention relates to an installation for measuring the pressure of at least one tire on an aircraft wheel, of the type comprising:
  • radio frequency transmission means comprising on the one hand, for the or each sensor, a rotating antenna carried by the wheel and connected to each measurement sensor and, on the other hand, a fixed antenna connected by a cable conductor at the pressure measurement operating unit.
  • This pressure sensor addresses the value of the measurement to an operating unit located in the body of the aircraft, and in particular in the cockpit.
  • This operating unit is adapted, for example, to make available to the pilot by display on a suitable screen the digital value of the pressure of each tire.
  • an antenna carried by the fixed part of the landing gear is disposed on the hub of each wheel opposite a corresponding rotating antenna carried by the mobile part of the wheel.
  • the fixed antenna carried by the hub is connected to the values processing unit located in the cockpit by an information transmission cable.
  • the cable travels from the wheel hub along the length of the strut of the landing gear and then inside the fuselage of the aircraft.
  • the strut of each element of the landing gear comprises two successive sections connected to one another by a shock absorber.
  • the two successive sections being made mobile by the presence of the shock absorber, the passage of the information transmission cable in the region of the shock absorber is delicate.
  • the cable is subjected to repeated mechanical stress causing accidental breakage of the transmission cable in this region.
  • the object of the invention is to propose an installation for measuring the pressure of the tires of an aircraft which does not have the drawbacks mentioned above and whose reliability is increased.
  • the subject of the invention is an installation for measuring the pressure of at least one tire of an airplane wheel of the aforementioned type, characterized in that the fixed antenna is adapted to be carried by the structure of the airplane away from the or each wheel at least in an upper part of the strut of a landing gear element carrying the wheel.
  • the installation includes one or more of the following characteristics:
  • the strut has two movable sections connected by a shock absorber, and the fixed antenna is carried by the upper part of the strut on the movable section secured to the fuselage of the aircraft;
  • the fixed antenna is carried by the fuselage of the aircraft
  • radio-frequency transmission means are suitable for radio-frequency transmission of a power signal for the supply of the or each pressure measurement sensor;
  • It comprises several sensors associated with several mobile antennas, and the transmission means comprise means for discriminating the signals transmitted from each mobile antenna;
  • the transmission frequency is between 100 kHz and 150 kHz.
  • the invention further relates to an aircraft comprising a pressure measurement installation as defined above.
  • FIG. 1 is a schematic view of an airplane equipped with an installation for measuring the pressure of a tire according to the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of the pressure measurement installation in two separate tires of the same landing gear of an aircraft.
  • FIG. 3 is a schematic view of a landing gear element of an aircraft on which is installed an alternative embodiment of a pressure measurement installation according to the invention.
  • the airplane 10 shown in FIG. 1 is equipped with an installation 12 for measuring the pressure of each of the tires of the airplane wheels.
  • the aircraft comprises, at the front, a landing gear element 14 comprising several wheels 16 arranged at the free end of a strut 18.
  • the aircraft comprises, under each wing, a landing gear element 20 comprising a strut 22 at the end of which are mounted several wheels 24.
  • Each strut 18, 22 of the elements 14, 20 of the landing gear comprises two successive sections movable relative to each other and connected together by a shock absorber.
  • Each tire fitted to a wheel 16, 24 of the aircraft is associated with a pressure sensor designated by the general reference 26.
  • the pressure sensor is for example carried by the rim of the wheel.
  • Each pressure sensor 26 is connected to a rotating antenna designated by the general reference 28.
  • This antenna 28 is integral with the rim and is rotatably mounted with the wheel relative to the strut of the landing gear element carrying wheel.
  • This operating unit 30 comprises, for example, a set of displays enabling the value of the pressure in each tire to be made available to the pilot.
  • This operating unit 30 is connected by an information transmission cable 32 to a fixed antenna 34 adapted to receive and transmit information from and to the antennas 28 associated with each sensor 26 disposed on the wheels of the aircraft .
  • the fixed antenna 34 is carried by the structure of the aircraft, away from each wheel, at least in the upper part of the strut of each landing gear element supporting a wheel. . More specifically, in the embodiment of Figure 1, the fixed antenna 34 is fixed under the fuselage of the aircraft in the region before it in the vicinity of the cockpit of the aircraft.
  • FIG. 2 illustrates the electronic structure of the radio frequency information transmission means allowing communication between each of the pressure sensors and the operating unit 30. These transmission means are designated by the general reference 38.
  • Each sensor 26 comprises a transducer 40 adapted to convert the pressure inside the tire into an electrical signal.
  • the sensor 26 includes an information processing unit 42 comprising calculation means 44 and encoding and decoding means 46.
  • the processing unit 42 is connected to a transceiver unit 48 to which the mobile antenna 28 is connected.
  • the transceiver unit 48 includes a demodulation stage 50 adapted to, from the radio frequency signal received by the antenna 28, produce, on the one hand, a data signal 52 addressed to the encoding means and decoding 46 and, on the other hand, a power signal 54 ensuring the supply on the one hand of the information processing unit 42 and of all the stages of the transceiver unit 48.
  • the electric power addressed by the demodulation stage 50 comes from the radio frequency signal received.
  • This radio frequency signal is thus adapted for power transmission. It has, for example, a frequency between 100 kHz and 150 kHz. This frequency is preferably
  • the encoding and decoding means 46 are adapted to interpret a pressure measurement order received from the cockpit through radio-frequency communication. Furthermore, the encoding and decoding means 46 are adapted to code a pressure value produced by the processing means 44 ensuring the reading of the transducer 40. This encoding is carried out in particular in order to add to the pressure value, in the coded message, an identi- relying on sensor 26, so that the pressure measurement value can be associated with a tire.
  • the transceiver unit 48 includes a stage 56 for modulating the signal adapted to ensure the transformation of the coded message originating from the encoding and decoding means 46 into a signal suitable for radio-frequency transmission. from the antenna 28.
  • the modulation stage 56 is connected for this purpose to the antenna 28 in order to address the modulated signal to the fixed antenna 34.
  • the antenna 34 is connected, like each antenna 28, to a transceiver unit 60.
  • the latter is connected to an information processing unit 62, itself connected to the operating unit, of the values 30.
  • This operating unit is constituted for example by a display.
  • the transmitting and receiving unit 60, the information processing unit 62 and the operating unit 30 are all supplied from an electrical energy source 64. This supply is effected for example by the through the aircraft's own power distribution network.
  • the transceiver unit 60 comprises a demodulation stage 66 making it possible to receive the modulated signal coming from the antenna 34 and to form therefrom a digital baseband signal usable by the processing unit information 62.
  • the communication unit 60 includes a modulation stage 68 suitable for shaping a signal from the information processing means 62.
  • this modulation stage 68 is suitable for combining, in a modulated signal, the data from the information processing unit 62 and a power signal allowing the supply of the measurement sensors associated with the tires.
  • the information processing unit 62 includes encoding and decoding means 70 making it possible to identify in the signal coming from the demodulation means 66, the origin of the pressure values as a function of the coding ensured by the pressure sensor having sent the information.
  • the encoding and decoding means 70 ensure coding of the pressure requests addressed to the modulation module 68 so that the request can be recognized by only one of the sensors.
  • the information processing unit 62 furthermore comprises processing means 72 allowing the shaping of the pressure measurement values received for their subsequent processing by the operating means 30. In order to collect a pressure measurement, the the information processing unit 62 generates a request with coding adapted to the sensor of the tire whose pressure must be read. This coded signal is modulated by the modulation stage 68.
  • Each of the sensors 26 receives the signal transmitted from the antenna 34.
  • the demodulation stage 50 of each sensor 26 provides demodulation of the signal which is then sent to the information processing unit 42 and in particular to the means of encoding and decoding 46. If the received request includes a code recognized by the processing unit 42, the pressure measurement value returned by the transducer is shaped by the processing means 42 and encoded by the unit 46 before to be modulated by stage 56 with a view to its transmission. After which, the signal thus modulated is transmitted from the antenna 28 to the antenna 34.
  • the processing means 72 the pressure value is made available to the pilots of the aircraft by display on the operating means 30 of the pressure measurement value.
  • FIG. 3 illustrates an alternative embodiment of the installation according to the invention.
  • the fixed antenna denoted 134 analogous to the fixed antenna 34, is arranged on the upper part of the strut 122 of the landing gear element. In particular, it is carried by the section 122A secured to the fuselage of the aircraft.
  • each tire is associated with a pressure sensor 26 connected to a mobile antenna 28.
  • a radio-frequency transmission is established between the rotating antenna 28 of each wheel and the fixed antenna 134. This radio-frequency transmission ensures both data transmission and transmission of energy to supply the sensors.
  • the strut 122 comprises two successive sections 122A, 122B connected by a damping element 122C.
  • the movable and fixed antennas 28 and 34 or 134 are arranged apart from one another, and in particular on either side of the element of landing gear shock absorber. Thus, it is understood that no wire is routed along the length of the damper thus reducing the risk of cable breakage.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)

Abstract

L'installation (12) de mesure de la pression d'au moins un pneumatique d'une roue (16, 24) d'un avion (10) comporte: - au moins un capteur (26) de mesure de la pression associé à un pneumatique ; - une unité (30) d'exploitation de la mesure de pression disposée dans l'avion (10); et - des moyens de transmission radio-fréquence comportant d'une part, pour le ou chaque capteur, une antenne tournante (28) portée par la roue (16, 24) et reliée à chaque capteur de mesure (26) et, d'autre part, une antenne fixe (34; 134) reliés par un câble conducteur (32) à l'unité d'exploitation (30) de la mesure de pression. L'antenne fixe (34; 134) est adaptée pour être portée par la structure de l'avion à l'écart de la ou chaque roue (16, 24) au moins dans une partie supérieure de la jambe de force (18, 20; 122) d'un élément de train d'atterrissage (14, 20) portant la roue.

Description

Installation de mesure de la pression d'au moins un pneumatique d'une roue d'un avion
La présente invention concerne une installation de mesure de la pression d'au moins un pneumatique d'une roue d'un avion, du type comportant :
- au moins un capteur de mesure de la pression associé à un pneu- matique ;
- une unité d'exploitation de la mesure de pression disposée dans l'avion ; et
- des moyens de transmission radio-fréquence comportant d'une part, pour le ou chaque capteur, une antenne tournante portée par la roue et re- liée à chaque capteur de mesure et, d'autre part, une antenne fixe reliés par un câble conducteur à l'unité d'exploitation de la mesure de pression.
Dans les avions, il est utile de connaître, depuis le poste de pilotage, la pression des pneumatiques des roues du train d'atterrissage.
A cet effet, il est connu de monter, sur la jante de chaque roue, un capteur de pression adapté pour mesurer la pression de gonflage du pneumatique porté par la jante.
Ce capteur de pression adresse la valeur de la mesure à une unité d'exploitation disposée dans le corps de l'avion, et notamment dans le poste de pilotage. Cette unité d'exploitation est adaptée, par exemple, pour mettre à la disposition du pilote par affichage sur un écran adapté la valeur numérique de la pression de chaque pneumatique.
Pour assurer la transmission des informations depuis le capteur jusqu'à la cabine de pilotage, il est connu de prévoir des moyens de transmission d'informations entre les parties fixes et les parties mobiles du train d'at- terrissage.
En particulier, il est connu de disposer sur le moyeu de la roue et sur la fusée de roue, autour de laquelle le moyeu est monté rotatif, deux bobinages concentriques constituant ensemble un transformateur. Le bobinage porté par le moyeu est relié au capteur de pression alors que le bobinage porté par la fusée de roue est relié à l'unité de traitement d'informations. Le signal fourni par le capteur au bobinage porté par le moyeu et correspondant à la valeur de la pression dans le pneumatique induit un signal dans le bobinage porté par la fusée du train d'atterrissage. Ce signal est analysé par l'unité d'exploitation afin d'en déduire la pression dans le pneumatique et de mettre celle-ci à la disposition de l'équipage.
Cette solution fonctionne de manière satisfaisante. Toutefois, la présence des deux bobinages concentriques rend l'agencement relativement encombrant.
Il a été envisagé d'utiliser des antennes pour assurer une transmis- sion radio-fréquence entre la partie mobile du train d'atterrissage et la partie fixe.
Dans les installations envisagées, une antenne portée par la partie fixe du train d'atterrissage est disposée sur le moyeu de chaque roue en regard d'une antenne tournante correspondante portée par la partie mobile de la roue.
L'antenne fixe portée par le moyeu est reliée à l'unité d'exploitation des valeurs disposée dans le poste de pilotage par un câble de transmission d'informations..
Ainsi, le câble chemine depuis le moyeu de roue suivant la longueur de la jambe de force du train d'atterrissage puis à l'intérieur du fuselage de l'avion.
Sur les avions de grande taille, la jambe de force de chaque élément du train d'atterrissage comporte deux tronçons successifs reiiés l'un à l'autre par un amortisseur. Les deux tronçons successifs étant rendus mobiles par la présence de l'amortisseur, le passage du câble de transmission d'informations dans la région de l'amortisseur est délicat. En particulier, le câble' est soumis à des contraintes mécaniques répétées occasionnant des ruptures accidentelles du câble de transmission dans cette région. L'invention a pour but de proposer une installation de mesure de la pression des pneumatiques d'un avion ne présentant pas les inconvénients mentionnés précédemment et dont la fiabilité est accrue. A cet effet, l'invention a pour objet une installation de mesure de pression d'au moins un pneumatique d'une roue d'un avion du type précité, caractérisée en ce que l'antenne fixe est adaptée pour être portée par la structure de l'avion à l'écart de la ou chaque roue au moins dans une partie supérieure de la jambe de force d'un élément de train d'atterrissage portant la roue.
Suivant des modes particuliers de réalisation, l'installation comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- la jambe de force comporte deux tronçons mobiles reliés par un amortisseur, et l'antenne fixe est portée par la partie supérieure de la jambe de force sur le tronçon mobile solidaire du fuselage de l'avion ;
- l'antenne fixe est portée par le fuselage de l'avion ;
- lesdits moyens de transmission radio-fréquence sont adaptés pour la transmission radio-fréquence d'un signal de puissance pour l'alimentation du ou de chaque capteur de mesure de pression ;
- elle comporte plusieurs capteurs associés à plusieurs antennes mobiles, et les moyens de transmission comportent des moyens de discrimination des signaux émis depuis chaque antenne mobile ; et
- la fréquence de transmission est comprise entre 100 kHz et 150 kHz.
L'invention a en outre pour objet un avion comportant une installation de mesure de pression telle que définie ci-dessus.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple et faite en se référant aux des- sins, sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique d'un avion équipé d'une installation de mesure de la pression d'un pneumatique selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique de l'installation de mesure de pression dans deux pneumatiques distincts d'un même train d'atterrissage d'un avion ; et
- la figure 3 est une vue schématique d'un élément de train d'atterrissage d'un avion sur lequel est implantée une variante de réalisation d'une installation de mesure de la pression selon l'invention. L'avion 10 représenté sur la figure 1 est équipé d'une installation 12 de mesure de la pression de chacun des pneumatiques des roues de l'avion. Comme connu en soi, l'avion comporte, à l'avant, un élément 14 de train d'atterrissage comportant plusieurs roues 16 disposées à l'extrémité libre d'une jambe de force 18. De même, l'avion comporte, sous chaque aile, un élément de train d'atterrissage 20 comportant une jambe de force 22 à l'extrémité de laquelle sont montées plusieurs roues 24.
Chaque jambe de force 18, 22 des éléments 14, 20 de train d'atterrissage comporte deux tronçons successifs mobiles l'un par rapport à l'autre et reliés ensemble par un amortisseur.
Chaque pneumatique équipant une roue 16, 24 de l'avion est associé à un capteur de pression désigné par la référence générale 26.
Comme connu en soi, le capteur de pression est par exemple porté par la jante de la roue. Chaque capteur de pression 26 est relié à une antenne tournante désignée par la référence générale 28. Cette antenne 28 est solidaire de la jante et est montée rotative avec la roue par rapport à la jambe de force de l'élément de train d'atterrissage portant la roue.
A l'intérieur de l'avion, et notamment dans le poste de pilotage, est disposée une unité 30 d'exploitation de la mesure de pression dans chaque pneumatique de l'avion. Cette unité 30 d'exploitation comporte, par exemple, un ensemble d'afficheurs permettant de mettre à la disposition du pilote la valeur de la pression dans chaque pneumatique.
Cette unité 30 d'exploitation est reliée par un câble de transmission d'informations 32 jusqu'à une antenne fixe 34 adaptée pour recevoir et émettre des informations depuis et vers les antennes 28 associées à chaque capteur 26 disposé sur les roues de l'avion.
Selon l'invention, l'antenne fixe 34 est portée par la structure de l'avion, à l'écart de chaque roue, au moins dans la partie supérieure de la jambe de force de chaque élément de train d'atterrissage supportant une roue. Plus précisément, dans le mode de réalisation de la figure 1, l'antenne fixe 34 est fixée sous le fuselage de l'appareil dans la région avant de celui-ci au voisinage du poste de pilotage de l'avion.
Sur la figure 2 est illustrée la structure électronique des moyens de transmission d'informations radio-fréquence permettant la communication entre chacun des capteurs de pression et l'unité d'exploitation 30. Ces moyens de transmission sont désignés par la référence générale 38.
Sur cette figure, seuls deux capteurs 26 et leur antenne mobile associée 28 sont représentés. Chaque capteur 26 comporte un transducteur 40 adapté pour convertir la pression à l'intérieur du pneumatique en un signal électrique. En outre, le capteur 26 comporte une unité de traitement d'informations 42 comportant des moyens de calcul 44 et des moyens d'encodage et de décodage 46.
L'unité de traitement 42 est reliée à une unité d'émission-réception 48 à laquelle est reliée l'antenne mobile 28.
L'unité d'émission-réception 48 comporte un étage de démodulation 50 adapté pour, à partir du signal radio-fréquence reçu par l'antenne 28, produire, d'une part, un signal de donnée 52 adressé aux moyens d'encodage et de décodage 46 et, d'autre part, un signal de puissance 54 assurant l'alimentation d'une part de l'unité de traitement d'informations 42 et de l'ensemble des étages de l'unité d'émission-réception 48.
La puissance électrique adressée par l'étage de démodulation 50 est issue du signal radio-fréquence reçu. Ce signal radio-fréquence est ainsi adapté pour la transmission de puissance. Il a, par exemple, une fréquence comprise entre 100 kHz et 150 kHz. Cette fréquence est de préférence de
125 kHz.
Les moyens d'encodage et de décodage 46 sont adaptés pour interpréter un ordre de mesure de pression reçu depuis le poste de pilotage au travers de la communication radio-fréquence. Par ailleurs, les moyens d'encodage et de décodage 46 sont adaptés pour coder une valeur de pression produite par les moyens de traitement 44 assurant la lecture du transducteur 40. Cet encodage est effectué notamment afin d'ajouter à la valeur de pression, dans le message codé, un identi- fiant du capteur 26, afin que la valeur de mesure de pression puisse être associée à un pneumatique.
Par ailleurs, l'unité d'émission-réception 48 comporte un étage 56 de modulation du signal adapté pour assurer la transformation du message co- dé issu des moyens d'encodage et de décodage 46 en un signal adapté à la transmission radio-fréquence depuis l'antenne 28. L'étage de modulation 56 est relié à cet effet à l'antenne 28 afin d'adresser le signal modulé vers l'antenne fixe 34.
L'antenne 34 est reliée, comme chaque antenne 28, à une unité d'émission-réception 60. Cette dernière est reliée à une unité de traitement d'informations 62, elle-même reliée à l'unité d'exploitation, des valeurs 30. Cette unité d'exploitation est constituée par exemple par un afficheur.
En outre, l'unité d'émission réception 60, l'unité de traitement d'informations 62 et l'unité d'exploitation 30 sont toutes alimentées depuis une source d'énergie électrique 64. Cette alimentation est effectuée par exemple par l'intermédiaire du réseau de distribution de puissance propre à l'avion.
L'unité d'émission-réception 60 comporte un étage de démodulation 66 permettant de recevoir le signal modulé issu de l'antenne 34 et de former à partir de celui-ci un signal numérique en bande de base exploitable par l'unité de traitement d'informations 62.
De même, l'unité de communication 60 comporte un étage 68 de modulation adapté pour la mise en forme d'un signal issu des moyens de traitement d'informations 62. En outre, cet étage de modulation 68 est adapté pour combiner, dans un signal modulé, les données issues de l'unité de trai- tement d'informations 62 et un signal de puissance permettant l'alimentation des capteurs de mesure associés aux pneumatiques.
L'unité de traitement d'informations 62 comporte des moyens d'encodage et de décodage 70 permettant d'identifier dans le signal issu des moyens de démodulation 66, l'origine des valeurs de pression en fonction du codage assuré par le capteur de pression ayant envoyé l'information. En outre, les moyens d'encodage et de décodage 70 assurent un codage des requêtes de pression adressées au module de modulation 68 afin que la requête puisse être reconnue par seulement l'un des capteurs. * L'unité de traitement d'informations 62 comporte par ailleurs des moyens de traitement 72 permettant la mise en forme des valeurs de mesure de pression reçues pour leur traitement ultérieur par les moyens d'exploitation 30. Afin de recueillir une mesure de pression, l'unité de traitement d'informations 62 engendre une requête avec un codage adapté au capteur du pneumatique dont la pression doit être lue. Ce signal codé est modulé par l'étage de modulation 68.
Chacun des capteurs 26 reçoit le signal émis depuis l'antenne 34. L'étage de démodulation 50 de chaque capteur 26 assure une démodulation du signal qui est ensuite adressée à l'unité de traitement d'informations 42 et en particulier aux moyens d'encodage et de décodage 46. Si la requête reçue comporte un code reconnu par l'unité de traitement 42, la valeur de mesure de pression retournée par le transducteur est mise en forme par les moyens de traitement 42 et encodée par l'unité 46 avant d'être modulée par l'étage 56 en vue de sa transmission. Après quoi, le signal ainsi modulé est émis depuis l'antenne 28 vers l'antenne 34.
Si le capteur 26 ne reconnaît pas la requête qui lui a été adressée, celui-ci ne retourne aucune information vers l'antenne 34. Le signal reçu par l'antenne 34 est démodulé par l'étage de démodulation 66 puis envoyé aux moyens d'encodage et décodage 70 qui identifie le capteur ayant effectué la mesure de pression. Grâce aux moyens de traitement 72, la valeur de pression est mise à disposition des pilotes de l'avion par affichage sur les moyens d'exploitation 30 de la valeur de mesure de pression.
Sur la figure 3 est illustrée une variante de réalisation de l'installation selon l'invention.
Dans ce mode de réalisation, l'antenne fixe notée 134, analogue à l'antenne fixe 34, est disposée sur la partie supérieure de la jambe de force 122 de l'élément de train d'atterrissage. En particulier, elle est portée par le tronçon 122A solidaire du fuselage de l'avion.
Comme précédemment, chaque pneumatique est associé à un capteur de pression 26 relié à une antenne mobile 28. Dans ce mode de réalisation, comme dans le précédent, une transmission radio-fréquence est établie entre l'antenne tournante 28 de chaque roue et l'antenne fixe 134. Cette transmission radio-fréquence assure à la fois une transmission des données et une transmission d'énergie pour l'ali- mentation des capteurs.
La jambe de force 122 comporte deux tronçons successifs 122A, 122B reliés par un élément amortisseur 122C.
Dans les modes de réalisation des figures 1 et 3, les antennes mobiles 28 et fixe 34 ou 134 sont disposées à l'écart l'une de l'autre, et notam- ment de part et d'autre de l'élément d'amortisseur du train d'atterrissage. Ainsi, on conçoit qu'aucun fil ne s'achemine suivant la longueur de l'amortisseur réduisant ainsi les risques de rupture du câble.

Claims

REVENDICATIONS 1.- Installation (12) de mesure de la pression d'au moins un pneumatique d'une roue (16, 24) d'un avion (10) comportant :
- au moins un capteur (26) de mesure de la pression associé à un pneumatique ;
- une unité (30) d'exploitation de la mesure de pression disposée dans l'avion (10) ; et
- des moyens de transmission radio-fréquence comportant d'une part, pour le ou chaque capteur, une antenne tournante (28) portée par la roue (16, 24) et reliée à chaque capteur de mesure (26) et, d'autre part, une antenne fixe (34 ; 134) reliés par un câble conducteur (32) à l'unité d'exploitation (30) de la mesure de pression, caractérisée en ce que l'antenne fixe (34 ; 134) est adaptée pour être portée par la structure de l'avion à l'écart de la ou chaque roue (16, 24) au moins dans une partie supérieure de la jambe de force (18, 20 ; 122) d'un élément de train d'atterrissage (14, 20) portant la roue.
2.- Installation de mesure selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la jambe de force (18, 22 ; 122) comporte deux tronçons mobiles (122A, 122B) reliés par un amortisseur (122C), et l'antenne fixe (134) est portée par la partie supérieure (122A) de la jambe de force (122) sur le tronçon mobile (122A) solidaire du fuselage de l'avion.
3.- Installation de mesure selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que l'antenne fixe (34) est portée par le fuselage de l'avion.
4.- Installation selon l'une quelconque des revendications précéden- tes, caractérisée en ce que lesdits moyens de transmission radio-fréquence sont adaptés pour la transmission radio-fréquence d'un signal de puissance pour l'alimentation du ou de chaque capteur de mesure de pression (26).
5.- Installation selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comporte plusieurs capteurs (26) associés à plusieurs antennes mobiles (28), et en ce que les moyens de transmission comportent des moyens de discrimination des signaux émis depuis chaque antenne mobile (28).
6.- Installation selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la fréquence de transmission est comprise entre 100 kHz et 150 kHz.
7.- Avion comportant une installation de mesure de la pression d'au i moins un pneumatique d'une roue selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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