WO2002093283A1 - Dispositif de pilotage pour aeronef a decollage vertical - Google Patents

Dispositif de pilotage pour aeronef a decollage vertical Download PDF

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WO2002093283A1
WO2002093283A1 PCT/FR2002/001594 FR0201594W WO02093283A1 WO 2002093283 A1 WO2002093283 A1 WO 2002093283A1 FR 0201594 W FR0201594 W FR 0201594W WO 02093283 A1 WO02093283 A1 WO 02093283A1
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aircraft
pitch
roll
control surfaces
acting
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PCT/FR2002/001594
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Inventor
Bernard De Salaberry
Original Assignee
Bernard De Salaberry
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/26—Ducted or shrouded rotors
    • G—PHYSICS
    • 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
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms

Definitions

  • the present invention relates to a piloting device for an aircraft with vertical takeoff of the type with internal lift elements. It mainly applies to aircraft comprising an outer structure of substantially annular shape and one or more propellers, centered in this structure and driven by a motorization, the said propeller (s) providing vertical lift.
  • French patent application n ° 99 14229 describes a piloting device applicable only to helicopters with counter-rotating rotor and with pendular piloting which makes them intrinsically stable by acting on the orientation of the rotor head relative to the structure of the fuselage and to the local vertical, said rotor head being connected to said fuselage by a joint with two degrees of freedom.
  • the present invention proposes to orient the structure of the aircraft directly relative to the vertical in order to make it intrinsically stable and to define the horizontal speed at which it must evolve, this by acting on control surfaces which may be aerodynamic or use any other process.
  • the device according to the invention provides a decisive advantage for aircraft having only one propeller or turbine and which therefore have a very significant gyroscopic effect.
  • This gyroscopic effect makes the aircraft even more unstable.
  • the device according to the invention makes it possible to get rid of the gyroscopic effect by canceling all the effects.
  • the invention applies equally to piloted aircraft as to unmanned, autonomous or teleoperated aircraft by a control station, regardless of size.
  • the invention therefore relates to a piloting device for aircraft of the type comprising: - an outer structure substantially of revolution around an axis Oz,
  • Means for orienting said structure constituted for example by at least two aerodynamic control surfaces and preferably four, at least one of these control surfaces acting in roll, and at least one other control surface acting in pitch.
  • - inertial sensors constituting a vertical reference OZ and providing angles ⁇ and ⁇ of pitch and roll, angular velocities ⁇ 'and ⁇ ', possibly a yaw angle ⁇ between an orientation reference Ox of the structure and a geographic reference, as well as a yaw angular speed Taré ', characterized in that the orientation of the structure is controlled so that its axis Oz forms, with the vertical reference OZ, a predetermined orientation angle.
  • FIG. 1 is a typical sectional view of an aircraft according to the invention in an unmanned version equipped with two propellers,
  • FIG. 2 is a typical sectional view of a variant with a single propeller of the aircraft of FIG. 1
  • FIG. 3 is a typical sectional view of a variant of substantially spherical shape of the aircraft of FIG. 2
  • FIG. 4 is a diagram illustrating the principle of the orientation of the structure of the aircraft of FIG. 3 with respect to the vertical
  • FIG. 5 is a diagram representing the different angles of the structure of the aircraft with respect to the geographical references
  • FIG. 6 is a block diagram of the means for controlling the orientation of the structure adapted to the aircraft of FIG. 1,
  • FIG. 7 is a block diagram of the means for controlling the orientation of the structure adapted to the aircraft of FIGS. 2 and 3, and
  • FIG. 8 is a variant of the block diagram of the means for controlling the orientation of the structure adapted to the aircraft of FIGS. 2 and 3.
  • FIG. 1 shows the principle of the aircraft to which the invention applies. They generally include:
  • first propeller or turbine 3 - a first propeller or turbine 3
  • second propeller or turbine 4 preferably rotating in opposite direction to the first
  • the internal part of the annular structure 1 is generally produced in the form of two surfaces of revolution 7 and 8, the shape of which is studied to optimize the flow of air created by the propellers, the surface 7 channeling the air to the inlet and the surface 8 channeling the air at the outlet.
  • the external surface of said external structure can have any shape, preferably of revolution, cylindrical, elliptical or spherical for example.
  • Propellers 3 and 4 can have any number of blades
  • inverter 9 The reversal of direction of rotation between the propellers is made by an inverter 9, the embodiment of which may be any.
  • the motor 5 can be of the electric, thermal type or use any other principle without departing from the scope of the invention.
  • the means of orientation include:
  • the calculation means, the sensors and the transmission elements can be placed in boxes 10 distributed in the structure 1,
  • control surfaces are, for example, aerodynamic control surfaces. Many arrangements are possible for these control surfaces, the number of which may vary. In Figure 1, these control surfaces are four in number, 11, 12, 13, 14, and placed crosswise under the propellers, the control surface 14 not being shown. These control surfaces are articulated around four axes respectively 24, 25, 26 and 27. They are controlled by jacks preferably using a jack by control surface, respectively 15, 16, 17 and 18, the jack 18 not being represented. Many other configurations of control surfaces or orientation means are possible without departing from the scope of the invention.
  • FIG. 2 shows a variant of the aircraft to which the invention applies and in which the propeller 4 is removed and preferably replaced by an air straightening device 19 which can be constituted by a series of blades 20 fixed and inclined.
  • Figure 3 shows a variant of the aircraft to which the invention applies and whose general shape is substantially spherical, the shape of the structure 1 being completed by two light grids, one 21 placed on the side of the entrance of air, the other 22, placed on the side of the air outlet, the shape of the control surfaces being adapted to the contour of said grid 22.
  • FIGS 4 and 5 show the principle of controlling the orientation of the aircraft of Figure 1 according to the invention.
  • This principle consists first of all in generating, by known inertial means and which will be described below, a vertical reference of axis OZ 23, then in slaving, by means of orientation means, the structure 1 to take a orientation defined with respect to this vertical reference.
  • This vertical reference provides two angles ⁇ and ⁇ representing the instantaneous pitch and roll tilt of the axis Oz 2 of the structure relative to the vertical axis OZ 23, in an OxyZ trihedron, two roll axes Ox and pitch Oy being defined arbitrarily on the structure, preferably referring to the orientation of the control surfaces, the roll axis being for example defined as that corresponding to the axes of articulation 24 and 25 of the two control surfaces 11 and 13, control surfaces which themselves same, when they are inclined, provide a roll torque, the pitch axis then being parallel to the hinge axes of the control surfaces 12 and 14 which provide a pitch torque.
  • the axis Ox also making a yaw angle ⁇ with a geographic direction of reference OX.
  • the Oz 2 axis must be kept as vertical as possible and therefore the angles ⁇ and ⁇ must be controlled to be zero.
  • FIG. 6 shows a possible diagram for the organization of the orientation means. They understand :
  • the angle generator 28 provides three angles of orientation of the structure 2, respectively ⁇ for the direction of the axis Ox relative to a geographic direction of reference OX, ⁇ for the direction of displacement at the speed V and p for the inclination to obtain.
  • this angle generator 28 may only consist of a means for adapting the orders sent by an external remote control and received by a remote control receiver 32.
  • the angles to be controlled ⁇ , ⁇ and p are those sent by the remote control.
  • the angle generator 28 develops the angles to be controlled ⁇ , ⁇ and p from the information received from said navigation and guidance means, according to predetermined control laws, and taking into account any corrections or modifications received by the remote control receiver 32.
  • the vertical reference 29 may be very simple or more complex depending on the performance sought. It will, for example, include two accelerometers or inclinometers, three gyrometers and a heading reference associated with a computer capable of calculating, according to well known methods, from the acceleration, angular speed and heading information provided by the sensors, the directions ⁇ , ⁇ and ⁇ in pitch, roll and yaw of structure 1 with respect to the vertical and to the geographic reference. This reference also provides the angular velocity information ⁇ ', ⁇ ' and ⁇ 'of said structure 1.
  • control surfaces must also provide a yaw orientation command ⁇ , around the axis Oz of the structure 1.
  • Ci ⁇ + ⁇
  • C2 ⁇ + ⁇
  • C3 ⁇ - ⁇
  • C4 ⁇ ⁇ - ⁇ .
  • the structure can nute, that is to say oscillate like a gyroscope, according to a conical movement at the nutation frequency. This oscillation could be very annoying if it was not partially damped by the aerodynamic friction of the air passing through the structure 1 and by a suitable additional electronic damping.
  • the damping of nutations by air being insufficient, it is necessary to keep a damping term such that the ratio K6 / K4 is between 0.05 and 0.5 and preferably between 0.1 and 0.3.
  • the fact that, when applying a steering torque on an axis, the pitch axis for example, to obtain a roll rotation, there is also a pitch offset is a drawback which can to be against.
  • the control cylinders receive a combination of the orders ⁇ and ⁇ , using a coefficient K7 f such that the commands on the roll and pitch axes are: in roll ⁇ - K7. ⁇ in pitch ⁇ + K 7. ⁇
  • the absolute value of the coefficient K7 which depends on the mechanical and aerodynamic characteristics of the aircraft, is advantageously between 0.2 and 0.6 and preferably equal to 0.4.
  • the sign of this coefficient K7 depends on the direction of rotation of the propeller.

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Abstract

L'invention à pour objet un dispositif de pilotage pour aéronef à décollage vertical dont les moyens de sustentation, deux hélices contrarotatives (3 et 4) par exemple, sont liés à la structure (1) et qui commande l'orientation de ladite structure par rapport à une référence de verticale interne à l'aide de gouvernes. Une configuration de croisement des gouvernes permet é ce dispositif de commander un aéronef qui n'utilise qu'une seule hélice et de s'affranchir de l'effet gyroscopique de ladite hélice. L'invention s'applique à toute taille d'aéronef à décollage vertical, piloté ou non piloté.

Description

DISPOSITIF DE PILOTAGE POUR AERONEF A DECOLLAGE VERTICAL
La présente invention concerne un dispositif de pilotage pour aéronef à décollage vertical du type à éléments de sustentation interne. Elle s'applique principalement aux aéronefs comportant une structure extérieure de forme sensiblement annulaire et une ou plusieurs hélices, centrées dans cette structure et entraînées par une motorisation, la ou lesdites hélices assurant la sustentation verticale.
De tels aéronefs sont naturellement instables et donc difficiles à piloter.
La demande de brevet français n° 99 14229 décrit un dispositif de pilotage applicable uniquement aux hélicoptères à rotor contrarotatifs et à pilotage pendulaire qui les rend intrinsèquement stables en agissant sur l'orientation de la tête de rotor par rapport à la structure du fuselage et à la verticale locale, ladite tête de rotor étant reliée audit fuselage par une articulation à deux degrés de liberté.
Cette dernière méthode n'est pas applicable aux aéronefs à décollage vertical dont le moyen de sustentation est rigidement lié à la structure.
La présente invention propose d'orienter directement la structure de l'aéronef par rapport à la verticale pour le rendre intrinsèquement stable et pour définir la vitesse horizontale à laquelle il doit évoluer, ceci en agissant sur des gouvernes qui peuvent être aérodynamiques ou utiliser tout autre procédé.
Par ailleurs, le dispositif selon l'invention apporte un avantage décisif pour les aéronefs ne comportant qu'une seule hélice ou turbine et qui présentent donc un effet gyroscopique très important. Cet effet gyroscopique rend l'aéronef encore plus instable. Le dispositif selon l'invention permet de s'affranchir de l'effet gyroscopique en en annulant tous les effets .
L'invention s'applique aussi bien aux aéronefs pilotés qu'aux aéronefs sans pilotes, autonomes ou téléopérés par une station de contrôle et ceci quelle qu'en soit la taille.
L'invention concerne donc un dispositif de pilotage pour aéronef du type comportant : - une structure extérieure sensiblement de révolution autour d'un axe Oz,
- une motorisation,
- au moins une hélice,
- des moyens d'orientation de la dite structure constituée par exemple par au moins deux gouvernes aérodynamiques et de préférence quatre, au moins une de ces gouvernes agissant en roulis, et au moins une autre gouverne agissant en tangage .
- des capteurs inertiels constituant une référence de verticale OZ et fournissant des angles θ et φ de tangage et de roulis, des vitesses angulaires θ' et φ', éventuellement un angle de lacet ψ entre une référence d'orientation Ox de la structure et une référence géographique, ainsi qu'une vitesse angulaire de lacet ψ', caractérisé en ce que 1 ' orientation de la structure est commandée de façon à ce que son axe Oz forme, avec la référence de verticale OZ, un angle d'orientation prédéterminé.
Des modes de réalisation de l'invention seront décrits ci- après, à titre d'exemples non limitatifs, avec référence aux dessins annexés dans lesquels :
La figure 1 est une vue en coupe typique d'un aéronef selon l'invention dans une version sans pilote et équipée de deux hélices,
La figure 2 est une vue en coupe typique d'une variante à une seule hélice de l'aéronef de la figure 1, La figure 3 est une vue en coupe typique d'une variante de forme sensiblement sphérique de l'aéronef de la figure 2,
La figure 4 est un schéma illustrant le principe de l'orientation de la structure de l'aéronef de la figure 3 par rapport à la verticale,
La figure 5 est un schéma représentant les différents angles de la structure de l'aéronef par rapport aux repères géographiques ,
La figure 6 est un schéma de principe des moyens de commande d'orientation de la structure adapté à l'aéronef de la figure 1,
La figure 7 est un schéma de principe des moyens de commande d'orientation de la structure adapté aux aéronefs des figures 2 et 3, et
La figure 8 est une variante du schéma de principe des moyens de commande d'orientation de la structure adapté aux aéronefs des figures 2 et 3.
La figure 1 montre le principe des aéronefs auxquels s'applique l'invention. Ils comprennent généralement :
- une structure extérieure 1 de forme sensiblement annulaire, ayant un axe Oz 2,
- une première hélice ou turbine 3, - une seconde hélice ou turbine 4, tournant de préférence en sens inverse de la première,
- au moins un moteur 5 entraînant les hélices directement ou éventuellement par l'intermédiaire d'un adaptateur de vitesse, - des moyens de contrôle d'orientation 6,
- des pieds 32. La partie interne de la structure annulaire 1 est généralement réalisée sous forme de deux surfaces de révolution 7 et 8 dont la forme est étudiée pour optimiser l'écoulement de l'air créé par les hélices, la surface 7 canalisant l'air à l'entrée et la surface 8 canalisant l'air à la sortie.
La surface extérieure de ladite structure extérieure peut avoir une forme quelconque, de préférence de révolution, cylindrique, elliptique ou sphérique par exemple.
Les hélices 3 et 4 peuvent avoir un nombre quelconque de pales,
L'inversion de sens de rotation entre les hélices est faite par un inverseur 9 dont le mode de réalisation peut être quelconque.
Le moteur 5 peut être du type électrique, thermique ou utiliser tout autre principe sans sortir du cadre de l'invention.
Les moyens d'orientation comportent :
- des moyens de calculs, des capteurs,
- éventuellement des éléments de transmissions,
- des moyens d'action sur l'orientation.
Les moyens de calculs, les capteurs et les éléments de transmission peuvent être placés dans des boîtiers 10 répartis dans la structure 1,
Les moyens d'action sur l'orientation sont, par exemple, des gouvernes aérodynamiques . De très nombreux arrangements sont possibles pour ces gouvernes dont le nombre peut varier. Sur la figure 1, ces gouvernes sont au nombre de quatre, 11, 12, 13, 14, et placées en croix sous les hélices, la gouverne 14 n'étant pas représentée. Ces gouvernes sont articulées autour de quatre axes respectivement 24, 25, 26 et 27. Elles sont commandées par des vérins en utilisant de préférence un vérin par gouverne, respectivement 15, 16, 17 et 18, le vérin 18 n'étant pas représenté. De très nombreuses autres configurations de gouvernes ou de moyens d'orientation sont possibles sans sortir du cadre de l'invention.
La figure 2 montre une variante de l'aéronef auquel s'applique l'invention et dans laquelle l'hélice 4 est supprimée et de préférence remplacée par un dispositif de redressement de l'air 19 qui peut être constitué par une série de pales 20 fixes et inclinées.
La figure 3 montre une variante de l'aéronef auquel s'applique l'invention et dont la forme générale est sensiblement sphérique, la forme de la structure 1 étant complétée par deux grilles légères, l'une 21 placée du côté de l'entrée d'air, l'autre 22, placée du côté de la sortie de l'air, la forme des gouvernes étant adaptée au contour de ladite grille 22.
Les figures 4 et 5 montrent le principe de commande de l'orientation de l'aéronef de la figure 1 selon l'invention.
Ce principe consiste tout d'abord à générer par des moyens inertiels connus et qui seront décrits plus loin, une référence de verticale d'axe OZ 23 puis à asservir, à l'aide des moyens d'orientation, la structure 1 à prendre une orientation définie par rapport à cette référence de verticale. Cette référence de verticale fournit deux angles θ et φ représentant l'inclinaison instantanée en tangage et roulis de l'axe Oz 2 de la structure par rapport à l'axe vertical OZ 23, dans un trièdre OxyZ, deux axes de roulis Ox et tangage Oy étant définis arbitrairement sur la structure en se référant de préférence à l'orientation des gouvernes, l'axe de roulis étant par exemple défini comme celui correspondant aux axes d'articulation 24 et 25 des deux gouvernes 11 et 13, gouvernes qui elles-mêmes, lorsqu'elles sont inclinées, fournissent un couple en roulis, l'axe de tangage étant alors parallèle aux axes d'articulation des gouvernes 12 et 14 qui fournissent un couple en tangage. L'axe Ox faisant par ailleurs un angle ψ de lacet avec une direction géographique de référence OX. Pour stabiliser l'aéronef en vol sensiblement stationnaire et en l'absence de vent, il faut maintenir l'axe Oz 2 aussi vertical que possible et donc asservir les angles θ et φ à être nuls. Pour cela il faut commander les gouvernes en leur donnant des orientations γ et η tels que γ = f(θ) et η = f(φ), γ étant l'orientation commandée aux gouvernes 12 et 14 et η étant l'orientation commandée aux gouvernes 11 et 13. Du fait que les gouvernes créent des forces qui donnent des couples tendant à faire tourner la structure 1 autour de ses axes de roulis et de tangage et que ces couples entraînent des accélérations angulaires, les commandes de l'aéronef doivent être complétées par des termes d'amortissement proportionnels aux vitesses angulaires θ' et φ' et qui peuvent être fournis par les moyens inertiels. Les commandes deviennent alors γ = f(θ, θ') et η"=" f(φ,φ').
Pour évoluer à une vitesse V constante dans une direction parallèle à l'axe de roulis par exemple, il faut théoriquement que la structure 1 soit inclinée en tangage d'un angle α tel que le produit m.g.sinα soit égal à la traînée K.V2 de la structure se déplaçant dans l'air à la vitesse V, et où m et la masse de l'aéronef, g est l'accélération de la pesanteur, K est un coefficient dépendant de la forme de la structure 1, de la température et de la pression de l'air. En raisonnant aux petits angles, on peut écrire que α = (K.V2)/mg.
La stabilisation de l'aéronef à la vitesse V dans la direction de l'axe de roulis se fait en envoyant aux gouvernes 12 et 14 une commande d'orientation γ = F(α - θ, θ') élaborée à partir d'un écart α - θ où α = (K.V2)/mg, de sorte que, à l'équilibre, α = θ.
De la même façon, Pour déplacer l'aéronef à la vitesse V dans la direction de l'axe de tangage, on envoi aux gouvernes 11 et
13 une commande d'orientation η = F(β - φ,φ') élaborée à partir d'un écart β - φ où β = (K.V2)/mg, de sorte que, à l'équilibre, β - Φ- Enfin, pour déplacer l'aéronef à la Vitesse V dans une direction OA faisant un angle δ avec l'axe de roulis Ox, figure 5, on envoie, aux gouvernes 12 et 14, une commande d'orientation γ = F(p.cosδ - θ,θ') et aux gouvernes 11 et 13, une commande d'orientation η = F(p.sinδ - φ,φ') où p = (K.V2)/mg représente 1 ' inclinaison de la structure 1 à obtenir dans la direction OA, et ceci de façon à ce que l'axe Oz 2 de la structure 1 fasse bien avec la verticale OZ les angles θ et φ en tangage et roulis tels que θ = p.cosδ et φ = p.sinδ. Les formules précédentes peuvent également s'établir à partir d'informations d'inclinaison p et de cap Δ par rapport à la référence géographique, avec Δ = Ψ + δ, et qui seraient fournies par la référence de verticale et ceci sans qu'il soit nécessaire de les décrire plus avant.
La figure 6 montre un schéma possible pour l'organisation des moyens d'orientation. Ils comprennent :
- un générateur d'angles 28 à commander à la structure 1,
- une référence de verticale 29, un élaborateur d'ordre 30, un combinateur d'ordre 31,
- les vérins 15, 16, 17 et 18, - les gouvernes 10, 12, 13 et 14.
Le générateur d'angles 28 fournit trois angles d'orientation de la structure 2, respectivement Ψ pour la direction de l'axe Ox par rapport à une direction géographique de référence OX, δ pour la direction de déplacement à la vitesse V et p pour l'inclinaison à obtenir. Dans une version de base, ce générateur d'angles 28 peut n'être constitué que d'un moyen d'adaptation des ordres envoyés par une télécommande extérieure et reçus par un récepteur de télécommande 32. Dans ce cas, les angles à commander Ψ, δ et p sont ceux envoyés par la télécommande. Dans une version plus automatisée, munie de moyens de navigation et de guidage 33, le générateur d'angle 28 élabore les angles à commander Ψ, δ et p à partir des informations reçues desdits moyens de navigation et de guidage, en fonction de lois de commandes prédéterminées, et en tenant compte d'éventuelles corrections ou modifications reçues par le récepteur de télécommande 32.
La référence de verticale 29 peut-être très simple ou plus complexe en fonction des performances recherchées. Elle comportera par exemple deux accéléro ètres ou inclinomètres, trois gyromètres et une référence de cap associés à un calculateur capable de calculer, selon des méthodes bien connues, à partir des informations d'accélération, de vitesse angulaire et de cap fournies par les capteurs, les orientations θ, φ et ψ en tangage, roulis et lacet de la structure 1 par rapport à la verticale et à la référence géographique. Cette référence fournit aussi les informations de vitesses angulaires θ', φ' et ψ' de ladite structure 1.
L'élaborateur d'ordre 30 élabore des ordres d'orientation γ et η à commander aux gouvernes 11, 12, 13 et 14 selon les formules décrites ci-dessus γ = f(p.cosδ - θ, θ') et η = f(p.sinδ - φ, φ' ) .
En pratique, les gouvernes doivent également assurer une commande d'orientation en lacet ε, autour de l'axe Oz de la structure 1. Cette commande est élaborée par exemple sous la forme ε= f(Ψ - ψ, ψ') à partir d'une commande d'angle de lacet Ψ issue du générateur d'angles 28, de l'angle de lacet ψ et de la vitesse angulaire en lacet ψ' . Cette commande s'écrit en pratique ε= Kχ.(Ψ - ψ) + K2-Ψ', où Ki et K2 sont des coefficients qui dépendent des paramètres mécaniques et aérodynamiques de l'aéronef.
Du fait des dissymétries aérodynamique résiduelles et d'éventuels déséquilibres dans la répartition des masses de l'aéronef, les formules de calcul de ε, γ et η ci-dessus doivent être complétées par un contrôle intégral pour annuler les erreurs d'orientation éventuelles entraînées par ces défauts. Les formules s'écrivent alors : ε= Kι.(Ψ - ψ) + K3. /(Ψ - ψ)dt + K2 -Ψ' γ = K4.(p.cosδ - θ) + K5./(p.cosδ - θ)dt + K6.Θ' η = K4.(p.sinδ - φ) + K5.J(p.sinδ - φ)dt + K6-Φ' où t est le temps et K 3 , K4, K5 et Kβ sont des coefficients qui dépendent également des paramètres mécaniques et aérodynamiques de 1 ' aéronef .
Finalement les ordres sont envoyés aux gouvernes par le combinateur d'ordre 31 qui calcule quatre commandes Ci, C2 C3 et C4 envoyées aux quatre gouvernes respectivement 11, 12, 13, 14 par l'intermédiaire des vérins 15, 16, 17, 18 et tels que :
Ci = ε + η, C2 = ε + γ, C3 = ε - η et C4 ≈ ε - γ.
Dans le cas des configurations de l'aéronef correspondant aux figures 2 et 3 où l'élément de sustentation est constitué d'une seule hélice 3 ou turbine, les ordres de commande doivent tenir compte de l'effet gyroscopique de ladite hélice. Si Iz est le moment d'inertie combiné de l'hélice 3 et de la partie tournante du moteur 5 autour de l'axe Oz 2, et si la vitesse angulaire de ladite hélice est ω, il apparaît un moment cinétique H = I ω et l'ensemble constitue un véritable gyroscope qui présente une fréquence de résonance, dite fréquence de nutation Fn = (H/I)/2π où I est la moyenne des moments d'inertie de l'aéronef autour de ses axes Ox et Oz. Sous l'effet de perturbation de couple autour desdits axes Ox et Oz, la structure peut nuter, c'est à dire osciller comme un gyroscope, selon un mouvement conique à la fréquence de nutation. Cette oscillation pourrait être très gênante si elle n'était pas en partie amortie par le frottement aérodynamique de 1 ' air passant dans la structure 1 et par un complément d'amortissement électronique adapté.
Cet effet gyroscopique apporte un avantage de stabilisation pour les mouvements à fréquence élevée, utile si l'aéronef porte une caméra qui doit être stabilisée, mais modifie le comportement dudit aéronef lorsque l'on donne un ordre de commande aux gouvernes. En effet, si l'on oriente les gouvernes 12 et 14 de l'axe de tangage d'un angle fixe en créant ainsi un couple aérodynamique λ, la structure 1 de l'aéronef va se décaler d'un petit angle en tangage, angle dit de nutation, et va précéssionner (tourner à vitesse constante) autour de son axe de roulis à une vitesse Ω = λ/H, et ceci tant que le couple λ sera maintenu. L'effet est identique pour une action sur les gouvernes 11 et 13 de l'axe de roulis qui tournera en tangage après s'être décalé en roulis.
L'effet des gouvernes est donc croisé par rapport à son fonctionnement antérieur et l'élaboration des ordres doit être croisée.
C'est pourquoi, et pour stabiliser les aéronefs des figures 2 et 3, les ordres γ et η envoyés aux commandes en tangage et roulis sont élaborés à partir des informations respectivement de roulis et tangage comme suit : γ = F(p.sinδ - φ, θ') η = F(p.cosδ - γ, φ' ) ainsi que le montre la figure 7.
Il faut noter que les termes d'amortissement, élaborés à partir des vitesses angulaires θ1 et φ', ne sont pas croisés pour conserver la meilleure efficacité.
En utilisant les coefficients et en introduisant le contrôle intégral , les ordres s ' écrivent : γ = K4. (p.sinδ - φ) + K5. J(p.sinδ - φ)dt + K6-Θ' η = K4.(p.cosδ - θ) + K5.J(p.cosδ - θ)dt + K6-Φ' Du fait que la réponse à un ordre de gouverne est une réponse en vitesse angulaire au lieu d'être une réponse en accélération angulaire, il n'est théoriquement plus nécessaire d'introduire un terme d'amortissement en K β . θ' ou K5. φ' comme précédemment. En pratique, l'amortissement des nutations par l'air étant insuffisant, il faut conserver un terme d'amortissement tel que le rapport K6/K4 soit compris entre 0.05 et 0.5 et de préférence entre 0.1 et 0.3. Par ailleurs, le fait que, lors de l'application d'un couple de gouverne sur un axe, l'axe de tangage par exemple, pour obtenir une rotation en roulis, il se produise également un décalage en tangage est un inconvénient qui peut être contré. Pour cela, ainsi que le montre la figure 8, les vérins des gouvernes reçoivent une combinaison des ordres γ et η, à l'aide d'un coefficient K7 f telle que les commandes sur les axes de roulis et de tangage soient : en roulis η - K7.γ en tangage γ + K 7. η
Les quatre commandes sont alors :
Ci = ε + η + K η . γ, C2 = ε + γ - K7.T1, C3 = ε - η - K7«Y C4 = ε - γ + K7.η.
La valeur absolue du coefficient K7, qui dépend des caractéristiques mécaniques et aérodynamique de l'aéronef, est avantageusement comprise entre 0.2 et 0.6 et de préférence égale à 0.4. Le signe de ce coefficient K7 dépend du sens de rotation de l'hélice.
Cette méthode de croisement des gouvernes et de combinaison des ordres sur les deux axes s'applique bien entendu, en l'adaptant, à toute autre configuration de moyens d'orientation ou de gouvernes sans sortir du cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de pilotage pour aéronef du type comportant : - une structure extérieure (1) sensiblement de révolution autour d'un axe Oz (2),
- une motorisation (5),
- au moins une hélice,
- des moyens d'orientation de la dite structure constituée par exemple par au moins deux gouvernes aérodynamiques et de préférence quatre (11, 12, 13 et 14), au moins une de ces gouvernes (11) agissant en roulis, et au moins une autre gouverne (12) agissant en tangage.
- des capteurs inertiels constituant une référence de verticale OZ et fournissant des angles θ et φ de tangage et de roulis, des vitesses angulaires θ' et φ', éventuellement un angle de lacet ψ entre une référence d'orientation Ox de la structure (1) et une référence géographique, ainsi qu'une vitesse angulaire de lacet ψ', caractérisé en ce que l'orientation de la structure (1) est commandée de façon à ce que son axe Oz (2) forme, avec la référence de verticale OZ, un angle d'orientation prédéterminé.
2. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 1 et comportant 2 hélices (3 et 4) tournant en sens inverse, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande γ de la forme γ = f(p.cosδ - θ, θ') et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande η de la forme η = f(p.sinδ - φ,φ') de façon à ce que l'axe Oz (2) de la structure 1 fasse bien avec la verticale OZ des angles θ et φ respectivement en tangage et roulis tels que θ = p.cosδ et φ = p.sinδ, δ étant un angle d'orientation en cap et p étant l'angle d'orientation prédéterminé.
3. Dispositif de pilotage pour aéronef selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande de la forme γ = K 4. (p.cosδ - θ) + K6-Θ' et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande de la forme η = K 4. (p.sinδ - φ) + K6«φ' K4 et Kβ étant des coefficients qui dépendent des paramètres mécaniques et aérodynamiques de 1 'aéronef.
4. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande comprenant un contrôle intégral des défauts d'équilibrage et des défauts aérodynamiques de l'aéronef, ladite commande étant de la forme γ = K4. (p.cosδ - θ) + K5. /(p.cosδ - θ)dt + K6-Θ' et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande comprenant un contrôle intégral des défauts d'équilibrage et aérodynamique de l'aéronef, ladite commande étant de la forme η = K4. (p.sinδ - φ) + K5. /(p.sinδ - φ)dt + K6.φ' , où K5 est un coefficient qui dépend des paramètres mécaniques et aérodynamiques de 1 ' aéronef .
5. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il calcule une commande de lacet comportant un contrôle intégral de la forme : ε= Kι.(Ψ - ψ) + K3. J(Ψ - ψ)dt + K2 -Ψ' où K 1 / K 2 et K 3 sont des coefficients qui dépendent des paramètres mécaniques et aérodynamiques de l'aéronef.
6. Dispositif de pilotage pour aéronef selon les revendications 4 et 5, caractérisé en ce qu'il élabore quatre commandes Cl, C2, C3 et C4 à partir des ordres ε, γ et η comme suit :
Ci = ε + η, C2 = ε + γ, C3 = ε - η et C4 = ε - γ, lesdites quatre commandes étant respectivement appliquées aux quatre gouvernes (11, 12, 13 et 14) par l'intermédiaire des vérins (15, 16, 17 et 18),
7. Dispositif de pilotage pour aéronef selon les revendications 1 à 6 et ne comportant qu'une seule hélice (3), caractérisé en ce que, pour l'adapter à ce type d'aéronef, les ordres γ envoyés sur les moyens d'orientation agissant en tangage sont élaborés à partir des informations angulaires de roulis et les ordres η envoyés sur les moyens d'orientation agissant en roulis sont élaborés à partir des informations angulaires de tangage.
8. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande de la forme γ = K4. (p.sinδ - φ) + Kβ.θ' et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande de la forme η = K 4. (p.cosδ - θ) + Kβ-Φ1-
9. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendications 8, caractérisé en ce que les coefficients K4 et K5 soient tels que le rapport K6/ soit compris entre 0.05 et 0.5 et de préférence entre 0.1 et 0.3.
10. Dispositif de pilotage pour aéronef selon les revendications 7, 8 et 9, caractérisé en ce que les commandes envoyées aux moyens d'orientation agissant en tangage sont une combinaison des ordres de roulis et de tangage de la forme γ - K7. η et en ce que les commandes envoyées aux moyens d'orientation agissant en roulis sont une combinaison des ordres de tangage et de roulis de la forme η + K 7. γ, K 7 étant un coefficient dépendant des paramètres mécaniques et aérodynamique de l'aéronef.
11. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce que les commandes envoyées aux gouvernes sont de la forme :
Ci = ε + γ + K7. η, C2 = ε + η - K7. γ,
C3 = ε - γ - K7. η, C4 = ε - η + K7. γ. lesdites quatre commandes étant respectivement appliquées aux quatre gouvernes (11, 12, 13 et 14) par l'intermédiaire des vérins (15, 16, 17 et 18)
12. Dispositif de pilotage pour aéronef selon l'une des revendications 10 ou 11, caractérisé en ce que la valeur absolue du coefficient K7 est comprise entre 0.2 et 0.6 et de préférence égale à 0.4, le signe de ce coefficient K7 dépendant du sens de rotation de 1 'hélice.
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