WO2008107552A1 - Procede et dispositif de controle de la vitesse d'un aeronef - Google Patents

Procede et dispositif de controle de la vitesse d'un aeronef Download PDF

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WO2008107552A1
WO2008107552A1 PCT/FR2008/000067 FR2008000067W WO2008107552A1 WO 2008107552 A1 WO2008107552 A1 WO 2008107552A1 FR 2008000067 W FR2008000067 W FR 2008000067W WO 2008107552 A1 WO2008107552 A1 WO 2008107552A1
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WO
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speed
aircraft
air
ground
variation
Prior art date
Application number
PCT/FR2008/000067
Other languages
English (en)
Inventor
Sébastien FREISSINET
Original Assignee
Airbus
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus filed Critical Airbus
Priority to US12/523,326 priority Critical patent/US8626362B2/en
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Classifications

    • 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
    • G05D1/02—Control of position or course in two dimensions
    • G05D1/0202—Control of position or course in two dimensions specially adapted to aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a method and a device for controlling the speed of an aircraft.
  • Some failures can be serious and dangerous when they are not detected on the ground and are revealed only during take-off. This is particularly the case when a speed of the erroneous aircraft is communicated to the pilots during the take-off phase and that they only realize it at a high speed or even once the aircraft is in the air. 'air.
  • the speed of the aircraft is calculated in particular from the total pressure.
  • the total pressure is measured using specific measurement probes, called pitot probes.
  • the probes acquire the value of the total pressure and transmit it to the instruments on board.
  • the flight instruments process all received data from which certain data such as the speed of the aircraft are derived.
  • US 6,205,376 relates to a method for controlling the obstruction of Pitot tubes of an aircraft. According to this method, it is intended to perform the following steps:
  • the RTO procedure is sometimes triggered when the aircraft is at full speed on the runway. This results in excessive heating of the braking system and tires, or even a runway. Tires may be damaged in such a way that they must be replaced; the braking system must be controlled to estimate the warming impact. The damage caused by a runway excursion is very variable and can be very important, even fatal for the passengers and the crew.
  • An object of the present invention is to provide a solution for detecting as quickly as possible an error in the measurement of the speed of the aircraft. Another object of the invention is to provide an automatic and safe solution for error detection in speed measurement.
  • Another object of the present invention is to make it possible to apply said solution for sufficiently low speeds in order to minimize the problems generated by an RTO procedure.
  • the present invention proposes a method for controlling the speed of an aircraft in the air, characterized in that it consists in comparing a speed variation of the aircraft in the air with a variation of speed. of the aircraft on the ground for an identical time and to detect any significant difference between said variations.
  • a difference is considered significant when it is greater than a predetermined threshold S.
  • the method according to the present invention comprises the following steps:
  • the method consists in emitting an alert signal in case of detection of a significant difference.
  • the alert can thus make it possible to put the pilots and / or any other individual determined in knowledge of said detection.
  • the method consists in calculating the speed variation of said aircraft respectively in the air and on the ground in the following manner:
  • the method according to the present invention starts only when the calculated air speed is greater than a predetermined starting speed of the aircraft. Indeed, as indicated above, the measurement of the total pressure is possible only from a certain speed. By starting to systematically monitor the air and ground velocity variations from a relatively low calculated air velocity, it is thus possible to detect an anomaly early enough during the take-off phase, before the aircraft has taken too much of speed. Early detection allows you to react quickly by initiating an RTO procedure at a speed that is not too high, which increases security.
  • the method continues by comparing subsequent speed changes over time as long as the calculated air speed is less than a predetermined limit speed V1.
  • This speed V1 corresponds, for example, to the speed beyond which the pilot must take off whatever happens.
  • the control method when a significant difference is detected, the control method is interrupted.
  • the present invention also relates to a system for controlling the speed of an aircraft in the air, characterized in that it comprises at least one unit provided with means for comparing MC with a speed variation of the aircraft in the aircraft. air, with a speed variation of the aircraft on the ground for an identical time and means for detecting any significant difference between the variations.
  • the control system includes:
  • At least one sensor making it possible to measure the parameters necessary for calculating the speeds of the aircraft on the ground and in the air;
  • a calculation unit for calculating the speed of the aircraft on the ground and in the air from the measurements coming from said sensors at a time t and a variation of speed of the aircraft in the air and on the ground during a time dt;
  • the system comprises an alert management unit connected to said unit provided with comparison means for processing an alert associated with the detection of a significant difference.
  • the present invention also relates to an aircraft characterized in that it comprises a system implementing the method of controlling the speed of an aircraft.
  • the present invention further provides a computer program loadable on an information processing unit comprising instruction sequences for implementing the method briefly discussed above, when the program is loaded on the unit and therein. is executed.
  • FIG. 1 shows a dashboard of an aircraft type AIRBUS A340 (registered trademark);
  • FIG. 2 schematically shows an embodiment of the control device according to the present invention;
  • FIG. 3 schematically shows an embodiment of the control method according to the present invention.
  • the present invention relates to a method and a system for controlling the speed of an aircraft in particular during the take-off phase.
  • the cockpit of an aircraft includes edge instruments providing pilots with information necessary for flight and navigation, general information on the state of the systems, alarms and associated procedures. As shown in FIG. 1, the information is displayed on a dashboard 1.
  • One instrument of the dashboard 1 is the EFIS 2 (Electronic Flight Instruments System - set of electronic flight instruments).
  • the EFIS 2 allows to visualize the parameters necessary for the piloting and the navigation.
  • the airspeed and inertial parameters are provided to the EFIS system 1 by the ADIRS system (Air Data and Inertial Reference System).
  • the ADIRS system includes an ADIRU system (Air Data and Inertial Reference Unit).
  • the ADIRU system provides, in particular, the barometric altitude, the mach number, the incidence, the temperature and the parameter of interest to us in the present invention, the true speed of the aircraft in the air, hereinafter referred to as the airspeed.
  • Airspeed is the speed of the airplane relative to the ground (hereinafter referred to as ground speed) from which the wind speed (hereinafter referred to as wind speed) is derived:
  • Air speed ground speed - wind speed
  • the parameters, and in particular the air speed, are calculated by an ADR module (Air Data Reference - Anemometric Center) of the ADIRU system from measured data.
  • the air speed is for example obtained using the air pressure to which the wing of the aircraft faces (called pressure total), static pressure, air temperature.
  • the results obtained are slightly corrected using the angle of attack and the position of the flaps.
  • the total pressure is measured by Pitot probe type sensors (probe P in FIG. 2). Pitot probe type sensors can transmit erroneous measurements especially, for example, when they are fouled by any type of dirt (natural or not).
  • the present invention consists in systematically and securely detecting such erroneous measurements of the air speed, in particular during the takeoff during which the obtaining of such information is crucial for the piloting of the aircraft.
  • the air speed and the ground speed are parameters calculated independently of each other.
  • Ground speed is calculated from the acceleration of the aircraft.
  • the acceleration of the aircraft is measured using accelerometers (accelerometer A in FIG. 2).
  • An IR module (Inertial Reference - Inertial reference platform) of the ADlRU system calculates the ground speed by integrating the measured acceleration.
  • Ground speed and air speed can not be directly compared to detect a false measurement.
  • the air speed depends on the wind (the air speed corresponds to the ground speed minus the wind speed).
  • the instruments on board will indicate an air speed of 20 knots and a ground speed of 0 knots: the airspeed does not correspond to the ground speed.
  • the calculation of the ground speed parameter proves to be frequently erroneous because of the errors inherent to the integration: at the end of a flight, the error can reach 8 nodes.
  • the method of controlling the air speed according to the present invention is therefore based on the comparison of the variations of the air speed and the ground speed for a very short time during which it is possible to consider that the variations of the wind speed are negligible. , as well as altitude variations.
  • the speed of the aircraft increases until it reaches a speed allowing it to leave the ground.
  • the take-off speed varies depending on the aircraft.
  • the acceleration of the aircraft is strong at takeoff: indeed, the aircraft must reach a high speed for a very short time.
  • FIG. 2 shows an embodiment of the control device according to the present invention.
  • ADIRLJ is an electronic unit that controls air speed.
  • An electronic unit designates a system comprising at least one microprocessor connected by an internal bus to a non-volatile memory, for example of the ROM, EEPROM, Flash or other type for storing programs. and data, a RAM type volatile memory, input / output means for communicating with the outside.
  • the ADIRU system comprises several modules: the ADR module, the IR module and the comparison module MC.
  • the ADR module of the ADIRU system receives, as previously seen, the values of the parameters
  • ParamM such as the total pressure from which it calculates the air velocity Vair.
  • the IR module of the ADIRU system receives the values of the measured ground acceleration
  • the ADIRU system includes a storage area M in which the period of time during which the speed variations are to be determined is recorded.
  • the zone M also stores a comparison threshold S which corresponds to the minimum difference between the ground speed variations and the air speed variations from which the value of the air speed indicated to the pilots is considered to be erroneous. .
  • the comparison module MC of the ADIRU system calculates the velocity variations during the duration dt and compares the difference between the velocity variations with respect to the threshold S stored in the zone M .
  • the comparison module MC could for example be integrated into the FWS system (Flight Warning System -
  • the module MC when the ADIRU system module MC detects a significant difference between the speed variations, the module MC transmits a signal to the FWS system that manages the alerts.
  • the FWS system is connected to the EIS system presenting a message to the drivers on the screen.
  • Any other information display device may also be used independently or in combination with the EIS on-screen display system such as a sound system, a color indicator system or the like.
  • Other systems could be used, for example a system grouping the functionalities of the ADIRU, FWS and EIS system.
  • the air speed control method according to the present invention comprises the steps detailed below.
  • the method according to the present invention calculates in a step 10 the air velocity Vair from measured parameters such as the total pressure as seen above as well as the ground speed Vsol from the measured acceleration.
  • Vair and Vsol are speeds already calculated by the instruments on board most current aircraft.
  • said control method starts only from a certain air speed, called the starting air speed (step 20). Indeed, as seen above, the measurement of the total pressure is possible only from a certain speed.
  • the process is initiated when the calculated air speed VairM is greater than 30 knots.
  • the method according to the present invention then consists, in a step
  • the method consists of calculating a first air velocity Vairi from a first measurement of parameters necessary for calculating the air velocity as well as a first ground velocity Vsol1 from a first acceleration measurement.
  • the method then consists in calculating a second air speed Vair2 from a second measurement of parameters and a second ground speed Vsol2 from a second acceleration measurement.
  • the second measurements of parameters and acceleration are carried out after a time dt after the first measurement.
  • the method then consists in making the difference between the first calculated air speed Vairi and the second calculated air speed Vair2 to obtain the air speed variation:
  • Vair Vairi - Vair2
  • the method consists in making the difference between the first calculated ground speed VsoM and the second calculated ground speed Vsol2 to obtain the ground speed variation:
  • Vsol Vsol1 - Vsol2
  • the method compares the variation of the air velocity variation Vair and the variation of the ground velocity Vsol variation.
  • a comparison threshold S is defined and recorded in the storage zone M of the system illustrated in FIG. 2.
  • the method detects a significant difference that may correspond to a false measurement.
  • the method comprises a step of communicating the detection to the pilots and / or to any other individual such as the personnel on the ground and / or any other component making it possible to process the detection.
  • the method includes triggering an alert (step 50).
  • the threshold S and the duration of time used to analyze the variations are chosen on the basis of a maximum variation of speed observed during the take-off (eg maximum wind speed) so as to avoid any untimely alarm as well as on the basis of observed differences in airspeed during reported take-off incidents.
  • the threshold S could be 3 knots for a duration of analysis of the variations of 1 second. This is obviously a simple example knowing that the take-off speed depends on the aircraft: flight tests are necessary to correctly estimate the threshold S and the duration dt to record.
  • a specific message is sent to the pilots to cancel the takeoff.
  • the method consists in presenting the drivers on a screen of the EIS system or on any screen provided for this purpose as previously seen a specific message such as "ADR error”; "Wrong air speed”. Once displayed, the message must remain on the screen at least until the aircraft is stopped.
  • an audible or visual alert such as the illumination of a light of a given color can be provided.
  • the alert may consist of a combination of these different means.
  • step 70 The triggering of the alert and all associated information are recorded in a file for the analysis of the retrospective flight.
  • the process interrupts the check procedure (step 70).
  • the method detects no anomaly and performs the comparison step 60 which follows.
  • Step 10 the process continues the control (Steps 10-60) and compares air and ground velocity variations at later times.
  • the sensors perform measurements regularly at predefined times.
  • the method according to the present invention is interrupted (step 70) when the speed VairM has exceeded said predetermined limit speed V1 (step 60).
  • the speed V1 corresponds to the speed reached by the aircraft at the end of the take-off.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé de contrôle de la vitesse d'un aéronef dans l'air (Vair). Le procédé consiste à comparer une variation de vitesse de l'aéronef dans l'air avec une variation de vitesse de l'aéronef au sol pendant un temps identique et à détecter toute différence significative entre lesdites variations.

Description

Procédé et dispositif de contrôle de la vitesse d'un aéronef
La présente invention concerne un procédé et un dispositif de contrôle de la vitesse d'un aéronef.
DOMAINE TECHNIQUE
Le décollage et l'atterrissage d'un aéronef sont les phases de vol les plus critiques en terme de sécurité. Les risques d'accidents augmentent lorsque l'aéronef est proche du sol. En effet, les marges de manoeuvre sont réduites et la charge de l'avion est maximale au décollage.
Certaines défaillances peuvent être graves et dangereuses lorsqu'elles ne sont pas détectées au sol et qu'elles ne se révèlent que lors du décollage. C'est en particulier le cas quand une vitesse de l'aéronef erronée est communiquée aux pilotes pendant la phase de décollage et que ceux-ci ne s'en rendent compte qu'à une vitesse élevée ou même une fois l'avion en l'air.
Il est indispensable d'obtenir une valeur de vitesse fiable pour piloter correctement l'aéronef en particulier lors des phases de vol critiques.
La vitesse de l'aéronef est calculée notamment à partir de la pression totale. La pression totale est mesurée à l'aide de sondes de mesures spécifiques, appelées sondes de Pitot. Les sondes acquièrent la valeur de la pression totale et la transmettent aux instruments de bord. Les instruments de bord traitent toutes les données reçues à partir desquelles certaines données comme la vitesse de l'avion sont déduites.
Or, la mesure de la pression totale n'est possible qu'à des vitesses suffisamment élevées (à savoir en dehors du début de la course au décollage) : la vitesse de l'avion n'est visualisée sur les instruments de bord qu'au-dessus de 30 nœuds. En dessous, les mesures sont imprécises.
En outre, des mesures incorrectes peuvent être délivrées à des vitesses supérieures à celle-ci en raison d'une défaillance dans une sonde. Les sondes de Pitot sont facilement obstruées par la poussière, les insectes ou toute autre matière étrangère à celles-ci. Il en résulte une erreur de mesure de vitesse. Ce type d'erreur peut avoir des conséquences catastrophiques si elle n'est pas détectée.
TECHNIQUE ANTERIEURE
Le document US 6,205,376 concerne un procédé de contrôle de l'obstruction des tubes de Pitot d'un avion. Selon ce procédé, il est prévu d'effectuer les étapes suivantes :
- calculer une vitesse de mouvement de l'avion, à l'aide d'un système de Pitot statique,
- calculer une vitesse de mouvement de référence à l'aide d'un système de navigation indépendant, et - déterminer l'existence d'une obstruction du système statique de Pitot si la vitesse calculée de l'avion prend une valeur au-delà d'une échelle de tolérance prédéterminée concernant la vitesse de référence calculée.
Une autre solution offerte à ce jour pour pallier les erreurs de mesure est de réagir, dès que l'erreur se produit, par une procédure dite RTO (« Rejected Take Off » en terminologie anglosaxonne) qui est une procédure particulière de freinage.
Cependant, la procédure RTO est parfois déclenchée lorsque l'avion est à pleine vitesse sur la piste. Il s'ensuit un échauffement excessif du système de freinage et des pneus, voire une sortie de piste. Les pneus peuvent être détériorés d'une manière telle qu'ils doivent être remplacés ; le système de freinage doit être contrôlé pour estimer l'impact de réchauffement. Les dégâts causés par une sortie de piste sont très variables et peuvent être très importants, voire même mortels pour les passagers et l'équipage.
Un but de la présente invention est d'offrir une solution pour détecter le plus rapidement possible une erreur de mesure de la vitesse de l'aéronef. Un autre but de l'invention est de fournir une solution automatique et sûre de détection d'erreur dans la mesure de vitesse.
Un autre but de la présente invention est de permettre d'appliquer ladite solution pour des vitesses suffisamment faibles afin de minimiser les problèmes engendrés par une procédure RTO.
EXPOSE DE l'INVENTION
Pour ce faire, la présente invention propose un procédé de contrôle de la vitesse d'un aéronef dans l'air, caractérisé en ce qu'il consiste à comparer une variation de vitesse de l'aéronef dans l'air avec une variation de vitesse de l'aéronef au sol pendant un temps identique et à détecter toute différence significative entre lesdites variations.
La détection d'une différence significative révèle la possibilité d'une mesure de vitesse erronée et donc, par exemple, d'une sonde de Pitot obstruée.
On notera que les vitesses dont on compare les variations ne sont pas du même type : il ne s'agit pas, en effet, de comparer entre elles des variations de vitesse de l'aéronef dans l'air ou des variations de vitesse de l'aéronef au sol.
Selon une forme de réalisation de l'invention, une différence est considérée comme significative lorsqu'elle est supérieure à un seuil S prédéterminé.
Le procédé selon la présente invention comprend les étapes suivantes :
- calcul de la variation de vitesse dudit aéronef dans l'air et de la variation de vitesse dudit aéronef au sol, pendant un temps dt prédéterminé ; - calcul de la différence entre la variation de vitesse dans l'air et la variation de vitesse au sol ;
- comparaison de la différence ainsi calculée audit seuil S prédéterminé ;
- détection d'une anomalie lorsque ladite différence est supérieure audit seuil S. Selon une forme de réalisation de l'invention, le procédé consiste à émettre un signal d'alerte en cas de détection d'une différence significative. L'alerte peut ainsi permettre de mettre les pilotes et/ou tout autre individu déterminé en connaissance de la dite détection.
Le procédé consiste à calculer la variation de vitesse dudit aéronef respectivement dans l'air et au sol de la manière suivante :
- effectuer un premier calcul de la vitesse de l'aéronef respectivement dans l'air et au sol à partir d'une première mesure des paramètres nécessaires à ce calcul;
- effectuer un deuxième calcul de la vitesse de l'aéronef respectivement dans l'air et au sol à partir d'une deuxième mesure réalisée au bout d'une durée dt prédéterminée ; - calculer la différence entre la première et la deuxième vitesse de l'aéronef calculée respectivement dans l'air et au sol.
Le procédé selon la présente invention ne débute que lorsque la vitesse air calculée est supérieure à une vitesse prédéterminée de démarrage de l'aéronef. En effet, comme indiqué précédemment, la mesure de la pression totale n'est possible qu'à partir d'une certaine vitesse. En commençant à surveiller systématiquement les variations de vitesses air et sol à partir d'une vitesse air calculée relativement faible, on est ainsi en mesure de détecter une anomalie assez tôt durant la phase de décollage, avant que l'aéronef n'ait pris trop de vitesse. Une détection précoce permet de réagir rapidement en engageant une procédure RTO à une vitesse qui n'est pas trop élevée, ce qui accroît la sécurité.
Selon une forme de réalisation de l'invention, le procédé se poursuit par la comparaison de variations de vitesses suivantes au cours du temps tant que la vitesse air calculée est inférieure à une vitesse V1 limite prédéterminée. Cette vitesse V1 correspond, par exemple, à la vitesse au-delà de laquelle le pilote doit décoller quoi qu'il arrive. Ainsi, en cas d'anomalie détectée avant que l'aéronef n'ait atteint cette vitesse, il est encore possible de freiner l'aéronef en toute sécurité avant le décollage. La panne peut alors être réparée avant de permettre le décollage de l'aéronef dans des conditions de sécurité améliorées. Le procédé se déroule ainsi pendant la phase de décollage, phase critique comme vu précédemment.
Selon une forme particulière de l'invention, lorsqu'une différence significative est détectée, le procédé de contrôle s'interrompt. La présente invention concerne également un système de contrôle de la vitesse d'un aéronef dans l'air caractérisé en ce qu'il comprend au moins une unité pourvue de moyens de comparaison MC d'une variation de vitesse de l'aéronef dans l'air, avec une variation de vitesse de l'aéronef au sol pendant un temps identique et de moyens de détection de toute différence significative entre lesdîtes variations.
Le système de contrôle comprend :
- au moins un capteur permettant de mesurer les paramètres nécessaires au calcul des vitesses de l'aéronef au sol et dans l'air ;
- une unité de calcul permettant de calculer la vitesse de l'aéronef au sol et dans l'air à partir des mesures provenant desdits capteurs à un instant t et une variation de vitesse de l'aéronef dans l'air et au sol pendant un temps dt ;
Le système comprend une unité de gestion d'alerte connectée à la dite unité pourvue de moyens de comparaison pour le traitement d'une alerte associée à la détection d'une différence significative.
La présente invention concerne également un aéronef caractérisé en ce qu'il comprend un système mettant en œuvre le procédé de contrôle de la vitesse d'un aéronef. La présente invention vise en outre un programme d'ordinateur chargeable sur une unité de traitement de l'information comprenant des séquences d'instructions pour mettre en œuvre le procédé brièvement exposé ci- dessus, lorsque le programme est chargé sur l'unité et y est exécuté.
DESCRIPTION SOMMAIRE DES DESSINS
D'autres buts, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre du procédé et du dispositif de contrôle selon l'invention, donnée à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins ci-annexés dans lesquels :
- la figure 1 représente un tableau de bord d'un avion de type AIRBUS A340 (marque déposée) ; - la figure 2 représente de manière schématique une forme de réalisation du dispositif de contrôle selon la présente invention ;
- la figure 3 représente de manière schématique une forme de réalisation du procédé de contrôle selon la présente invention.
MANIERE DE REALISER L'INVENTION
La présente invention concerne un procédé et un système de contrôle de la vitesse d'un aéronef en particulier pendant la phase de décollage. Le cockpit d'un aéronef comporte des instruments de bords offrant aux pilotes des informations nécessaires au pilotage et à la navigation, des informations générales sur l'état des systèmes, des alarmes et procédures associées. Comme le montre la figure 1, les informations sont visualisées sur un tableau de bord 1. Un des instruments du tableau de bord 1 est l'EFIS 2 (Electronic Flight Instruments System - ensemble d'instruments électroniques de vol). L'EFIS 2 permet de visualiser les paramètres nécessaires au pilotage et à la navigation.
Les paramètres anémométriques et inertiels sont fournis au système EFIS 1 par le système ADIRS (Air Data and Inertial Référence System - système de référence inertielle anémobarométrique). Le système ADIRS comprend un système ADIRU (Air Data and Inertial Référence Unit - unité de référence inertielle anémobarométrique). Le système ADIRU fournit notamment l'altitude barométrique, le nombre de mach, l'incidence, la température et le paramètre qui nous intéresse dans la présente invention, la vitesse vraie de l'avion dans l'air, ci- après appelée vitesse air. La vitesse air correspond à la vitesse de l'avion par rapport au sol (ci-après appelée vitesse sol) de laquelle est déduite la vitesse du vent (ci-après appelée vitesse vent) :
Vitesse air = vitesse sol - vitesse vent
Les paramètres, et en particulier la vitesse air, sont calculés par un module ADR (Air Data Référence -Centrale anémométrique) du système ADIRU à partir de données mesurées. La vitesse air est par exemple obtenue à l'aide de la pression d'air à laquelle la voilure de l'aéronef fait face (appelée pression totale), de la pression statique, de la température de l'air. Les résultats obtenus sont légèrement corrigés à l'aide de l'angle d'attaque et de la position des volets. La pression totale est mesurée par des capteurs de type sonde de Pitot (sonde P sur la figure 2). Les capteurs de type sonde de Pitot peuvent transmettre des mesures erronées en particulier, par exemple, lorsqu'ils se trouvent encrassés par tout type de saletés (naturelles ou non).
La présente invention consiste à détecter de façon systématique et sécurisée de telles mesures erronées de la vitesse air, en particulier durant le décollage pendant lequel l'obtention d'une telle information est cruciale pour le pilotage de l'avion.
La non détection de ces mesures erronées peut avoir des conséquences fâcheuses durant le vol.
La vitesse air et la vitesse sol sont des paramètres calculés indépendamment l'un de l'autre.
En effet, la vitesse air comme vu précédemment est calculée notamment à partir de la pression totale.
La vitesse sol en revanche est calculée à partir de l'accélération de l'avion. L'accélération de l'avion est mesurée à l'aide d'accéléromètres (accéléromètre A sur la figure 2). Un module IR (Inertial Référence - Plateforme inertielie de référence) du système ADlRU calcule la vitesse sol en intégrant l'accélération mesurée.
La vitesse sol et la vitesse air ne peuvent être directement comparées pour détecter une fausse mesure. Comme vu précédemment, la vitesse air dépend du vent (la vitesse air correspond à la vitesse sol moins la vitesse vent). Pour un avion à l'arrêt subissant une vitesse vent de 20 nœuds, les instruments de bord indiqueront une vitesse air de 20 nœuds et une vitesse sol de 0 nœuds : la vitesse air ne correspond donc pas à la vitesse sol.
De plus, le calcul du paramètre vitesse sol se révèle être fréquemment erroné en raison des erreurs inhérentes à l'intégration : à l'issue d'un vol, l'erreur peut atteindre 8 nœuds. Le procédé de contrôle de la vitesse air selon la présente invention se base donc sur la comparaison des variations de la vitesse air et de la vitesse sol pendant un temps très court pendant lequel il est possible de considérer que les variations de la vitesse vent sont négligeables, ainsi que les variations d'altitude.
Pendant ce temps, on considère que les variations de la température de l'air et de l'angle d'attaque sont elles aussi négligeables.
Ainsi : d (vitesse air) d(vitesse sol)
dt dt sachant que pendant un temps très court d(vitesse vent) ≈ O dt
La comparaison des variations de vitesse permet ainsi de vérifier la vitesse de l'aéronef au décollage.
Lors du décollage, la vitesse de l'aéronef augmente jusqu'à atteindre une vitesse lui permettant de quitter le sol. La vitesse de décollage varie suivant les appareils. L'accélération de l'aéronef est forte au décollage : en effet, l'aéronef doit atteindre une vitesse importante pendant un temps très bref.
Les variations de la vitesse air au décollage sont donc très importantes. En revanche, la vitesse du vent ne varie pas ou très peu et les variations de la vitesse du vent peuvent donc être considérées comme négligeables en rapport avec les variations de la vitesse air ou sol.
La figure 2 représente une forme de réalisation du dispositif de contrôle selon la présente invention.
Le système ADIRLJ est une unité électronique réalisant le contrôle de la vitesse air. Une unité électronique désigne un système comprenant au moins un microprocesseur relié par un bus interne à une mémoire non volatile par exemple de type ROM, EEPROM, Flash ou autre permettant de stocker des programmes et des données, une mémoire volatile de type RAM, des moyens d'entrées/sorties pour communiquer avec l'extérieur.
Plus précisément, le système ADIRU comprend plusieurs modules : le module ADR, le module IR et le module MC de comparaison. Le module ADR du système ADIRU reçoit comme vu précédemment les valeurs des paramètres
ParamM tels que la pression totale à partir desquels il calcule la vitesse air Vair.
Le module IR du système ADIRU reçoit les valeurs de l'accélération sol mesurée
AsolM et en déduit la vitesse sol Vsol.
Le système ADIRU comprend une zone M de stockage dans laquelle est enregistrée la durée dt pendant laquelle doivent être déterminées les variations de vitesse. La zone M stocke également un seuil S de comparaison qui correspond à la différence minimum entre les variations de vitesse sol et les variations de vitesse air à partir de laquelle on considère que la valeur de la vitesse air indiquée aux pilotes est susceptible d'être erronée. A partir des vitesses air Vair et sol Vsol calculées, le module de comparaison MC du système ADIRU calcule les variations de vitesse pendant la durée dt et effectue la comparaison de la différence entre les variations de vitesse par rapport au seuil S stocké dans la zone M.
Le contrôle par calcul de variations de vitesse et comparaison de ces variations est réalisable par tout autre système : le module de comparaison MC pourrait par exemple être intégré au système FWS (Flight Warning System -
Système d'avertissement de vol).
Dans la forme de réalisation illustrée sur la figure 2, lorsque le module MC du système ADIRU détecte une différence significative entre les variations de vitesse, le module MC transmet un signal au système FWS qui gère les alertes.
Le système FWS est connecté au système EIS présentant à l'écran un message aux pilotes.
Tout autre dispositif de présentation d'information peut également être utilisé indépendamment ou en combinaison avec le système EIS d'affichage à l'écran tels qu'un système sonore, un système à base de voyants de couleurs ou autres. D'autres systèmes pourraient être utilisés comme par exemple un système regroupant les fonctionnalités du système ADIRU, FWS et EIS.
Un des avantages d'un système tel qu'illustré sur la figure 2 est qu'il utilise des systèmes existants (ADIRU, FWS1 EIS) dans lesquels seules de légères modifications sont nécessaires pour mettre en œuvre le procédé selon la présente invention.
Comme indiqué sur la figure 3, le procédé de contrôle de la vitesse air selon la présente invention comprend les étapes détaillées ci-après.
Le procédé selon la présente invention calcule dans une étape 10 la vitesse air Vair à partir de paramètres mesurés tels que la pression totale comme vu précédemment ainsi que la vitesse sol Vsol à partir de l'accélération mesurée.
Les vitesses air et sol, Vair et Vsol, sont des vitesses déjà calculées par les instruments de bord de la plupart des aéronefs actuels.
Selon une forme particulière du procédé selon l'invention, ledit procédé de contrôle ne débute qu'à partir d'une certaine vitesse air, dite vitesse air de démarrage (étape 20). En effet, comme vu précédemment, la mesure de la pression totale n'est possible qu'à partir d'une certaine vitesse. Dans l'exemple illustré, le procédé est amorcé lorsque la vitesse air calculée VairM est supérieure à 30 noeuds. Le procédé selon la présente invention consiste ensuite, dans une étape
30, à déterminer des variations de vitesse air et sol sur le temps dt prédéterminé et enregistré dans la zone de stockage M : Variation Vair et Variation Vsol.
Selon une forme de réalisation particulière de l'invention, le procédé consiste à calculer une première vitesse air Vairi à partir d'une première mesure de paramètres nécessaires au calcul de la vitesse air ainsi qu'une première vitesse sol Vsol1 à partir d'une première mesure d'accélération. Le procédé consiste ensuite à calculer une deuxième vitesse air Vair2, à partir d'une deuxième mesure de paramètres et une deuxième vitesse sol Vsol2 à partir d'une deuxième mesure d'accélération. Les deuxièmes mesures de paramètres et d'accélération sont réalisées au bout d'un temps dt après la première mesure. Le procédé consiste ensuite à effectuer la différence entre la première vitesse air calculée Vairi et la deuxième vitesse air calculée Vair2 pour obtenir la variation de vitesse air :
Variation Vair = Vairi - Vair2 De même, le procédé consiste à effectuer la différence entre la première vitesse sol calculée VsoM et la deuxième vitesse sol calculée Vsol2 pour obtenir la variation de vitesse sol :
Variation Vsol = Vsol1 - Vsol2
Lors d'une étape 40 suivante, le procédé compare la variation de la vitesse air Variation Vair et la variation de la vitesse sol Variation Vsol. Un seuil de comparaison S est défini et enregistré dans la zone M de stockage du système illustré sur la figure 2. Lorsque la différence entre la variation de la vitesse air Variation Vair et la variation de la vitesse sol Variation Vsol est supérieure au seuil S, le procédé détecte une différence significative susceptible de correspondre à une fausse mesure. Dans ce cas, le procédé comprend une étape de communication de la détection aux pilotes et/ou à tout autre individu tel que le personnel au sol et/ou à tout autre composant permettant de traiter la détection. Dans la forme de réalisation illustrée, le procédé comprend le déclenchement d'une alerte (étape 50). Le seuil S et la durée dt de temps utilisés pour analyser les variations sont choisis sur la base d'une variation de vitesse maximum observée pendant le décollage (ex : vitesse du vent maximale) de manière à éviter toute alerte intempestive ainsi que sur la base des différences observées sur la vitesse air lors d'incidents répertoriés au décollage. A titre illustratif, le seuil S pourrait être de 3 nœuds pour une durée dt d'analyse des variations de 1 seconde. Il s'agit évidemment d'un simple exemple sachant que la vitesse de décollage dépend de l'appareil : des essais en vol sont nécessaires pour estimer correctement le seuil S et la durée dt à enregistrer.
On notera que lorsqu'une anomalie est détectée et qu'un signal d'alerte est émis, la vitesse de l'aéronef doit être suffisamment faible pour qu'une procédure RTO puisse être rapidement engagée en toute sécurité, en évitant une surchauffe du système de freinage et des pneus. Le déclenchement d'une alerte peut se traduire sous diverses formes.
Selon une première forme, un message spécifique est adressé aux pilotes pour annuler le décollage. Par exemple, le procédé consiste à présenter aux pilotes sur un écran du système EIS ou sur tout écran prévu à cet effet comme vu précédemment un message spécifique comme par exemple « ADR erreur » ; « vitesse air erronée ». Une fois affiché, le message doit rester à l'écran au moins jusqu'à l'arrêt de l'avion.
Selon une deuxième forme, une alerte sonore ou visuelle telle que l'illumination d'un voyant d'une couleur déterminée peut être prévue.
Selon d'autres formes de réalisation, l'alerte peut être constituée par une combinaison de ces différents moyens.
Le déclenchement de l'alerte ainsi que toutes les informations associées sont enregistrés dans un fichier destiné à l'analyse du vol a posteriori. Lors du déclenchement d'une alerte, le procédé interrompt la procédure de contrôle (étape 70).
Lorsque la variation de vitesse est inférieure au seuil S, le procédé ne détecte aucune anomalie et effectue l'étape de comparaison 60 qui suit.
Tant que la vitesse air calculée VairM est inférieure à une vitesse dite limite prédéterminée V1 (étape 10), le procédé poursuit le contrôle (Etapes 10-60) et réalise la comparaison de variations de vitesses air et sol à des temps ultérieurs. Les capteurs effectuent des mesures régulièrement en des instants prédéfinis.
Le procédé selon la présente invention s'interrompt (étape 70) lorsque la vitesse VairM a dépassé ladite vitesse limite prédéterminée V1 (étape 60). Selon une forme de réalisation particulière de l'invention, la vitesse V1 correspond à la vitesse atteinte par l'aéronef à la fin du décollage.
Quand cette pleine vitesse est atteinte, le pilote n'a plus d'autre choix que de décoller pour des raisons de sécurité.

Claims

REVENDICATIONS
1 - Procédé de contrôle de la vitesse d'un aéronef dans l'air (Vair), caractérisé en ce qu'il consiste à comparer (40) une variation de vitesse de l'aéronef dans l'air avec une variation de vitesse de l'aéronef au sol pendant un temps identique et à détecter toute différence significative entre lesdites variations.
2 - Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'une différence est considérée comme significative lorsqu'elle est supérieure à un seuil S prédéterminé.
3- Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :
- calcul (30) de la variation de vitesse dudit aéronef dans l'air et de la variation de vitesse dudit aéronef au sol, pendant un temps dt prédéterminé ; - calcul (40) de la différence entre la variation de vitesse dans l'air et la variation de vitesse au sol ;
- comparaison (40) de la différence ainsi calculée audit seuil S prédéterminé ;
- détection d'une anomalie (50) lorsque ladite différence est supérieure audit seuil S.
4- Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il consiste à émettre un signal d'alerte (50) en cas de détection d'une différence significative.
5- Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il consiste à calculer la variation de vitesse dudit aéronef respectivement dans l'air et au sol de la manière suivante :
- effectuer un premier calcul de la vitesse de l'aéronef respectivement dans l'air et au sol à partir d'une première mesure des paramètres nécessaires à ce calcul; - effectuer un deuxième calcul de la vitesse de l'aéronef respectivement dans l'air et au sol à partir d'une deuxième mesure réalisée au bout d'une durée dt prédéterminée ; - calculer la différence entre la première et la deuxième vitesse de l'aéronef calculée respectivement dans l'air et au sol.
6 - Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il ne débute que lorsque la vitesse air calculée est supérieure à une vitesse prédéterminée de démarrage.
7 - Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il se poursuit par la comparaison de variations de vitesses suivantes au cours du temps tant que la vitesse air calculée est inférieure à une vitesse V1 prédéterminée limite. 8 - Système de contrôle de la vitesse d'un aéronef dans l'air, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une unité pourvue de moyens de comparaison (MC), d'une variation de vitesse de l'aéronef dans l'air avec une variation de vitesse de l'aéronef au sol pendant un temps identique et de moyens de détection de toute différence significative entre lesdites variations. 9 - Système selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comprend une unité de gestion d'alerte connectée à la dite unité pourvue de moyens de comparaison pour le traitement d'une alerte associée à la détection d'une différence significative.
10 - Aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un système mettant en oeuvre le procédé de contrôle de la vitesse d'un aéronef selon l'une des revendications 1 à 7.
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