WO2008142258A2 - Système de commande d'un giravion - Google Patents

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WO2008142258A2
WO2008142258A2 PCT/FR2008/000449 FR2008000449W WO2008142258A2 WO 2008142258 A2 WO2008142258 A2 WO 2008142258A2 FR 2008000449 W FR2008000449 W FR 2008000449W WO 2008142258 A2 WO2008142258 A2 WO 2008142258A2
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pitch
rpm
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PCT/FR2008/000449
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WO2008142258A9 (fr
WO2008142258A3 (fr
Inventor
Philippe Roesch
Original Assignee
Eurocopter
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Publication of WO2008142258A3 publication Critical patent/WO2008142258A3/fr
Publication of WO2008142258A9 publication Critical patent/WO2008142258A9/fr

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a rotorcraft and its control system (that is to say control or steering) of the rotorcraft engine components.
  • a rotorcraft designates an aircraft whose lift is ensured totally or partially by one (or more) propeller (s) of substantially vertical axis, of large diameter, called rotor or rotary wing.
  • the helicopter with at least one main rotor, driven by a suitable engine, provides both lift and propulsion.
  • the helicopter is capable of hovering by staying at a fixed point of space, can take off and land vertically and can move in any direction (front-rear-sides-up-down).
  • the autogire (first realization by La Cierva) is a rotorcraft whose rotor does not receive power, but turns in autorotation under the effect of the speed of the apparatus.
  • Propulsion is provided by a turbine engine or by a propeller, of substantially horizontal axis in forward flight, driven by a conventional engine.
  • This formula is not susceptible to vertical flight, unless the rotor is initially launched by an auxiliary device allowing an overspeed of this rotor: a gyrocopter can not make a still flight but only go up or down under slopes of very high trajectory. In a way, it's a high-speed airplane that ignores stall and can use short terrain.
  • Girodyne is an intermediate rotorcraft between the helicopter and the gyroplane, whose rotor only provides lift. This rotor is normally driven by a powerplant for the take-off, hover or vertical and landing phases, as in the case of the helicopter.
  • a girodyne also has an additional propulsion system essentially different from the rotor assembly. In forward flight, the rotor still provides lift, but only in autorotation mode, that is to say without power transmission to said rotor.
  • the girodyne Jet from the Fairey Company is an achievement related to this concept.
  • the handset that takes off and lands like a helicopter, and flies cruise as a gyrocopter its rotor, animated by an autorotation movement thanks to the speed of the aircraft, ensures part of the lift, the other part being provided by an auxiliary wing; a tractive propeller of substantially horizontal axis creates the effort required for the translational movement.
  • the unit is equipped with two separate turbines to operate the rotor and propeller.
  • the convertible is another special formula of a rotorcraft.
  • This designation includes all rotorcraft that change configuration during flight: takeoff and landing in helicopter configuration, cruising flight in airplane configuration, two rotors are for example tilted about 90 degrees to serve as propellers.
  • the tilting rotor formula resulted in the realization of the Bell Boeing V22 Osprey, for example.
  • the helicopter is the simplest so it has prevailed despite the fact that the maximum speed of translation of the helicopter of the order of 300 km / h is low and lower than that envisaged by the formulas of combined or convertible type, technically more complex and more expensive.
  • patent GB-895 590 discloses a vertical take-off and landing aircraft which comprises a fuselage and two half-wings (each on either side of the fuselage), a horizontal empennage and a rudder, four units. interconnected motors, a main rotor, two reversible and variable pitch propellers and control means by the pilot for transmitting the motive power punctually or totally to the rotor and the propellers.
  • the main rotor is rotated by the power units during take-off and landing, during vertical flight and for horizontal flight at low speed.
  • the rotor rotates freely, without power transmission in the manner of a gyrocopter, the rotor shaft being equipped with uncoupling means.
  • US-3,385,537 discloses a helicopter with conventionally a fuselage, a main rotor and a tail rotor.
  • the main rotor is rotated by a first drive unit.
  • This apparatus is also equipped with two other engines, each engine being disposed at the outer end of two half-wings, each being on either side of said fuselage.
  • the protection relates to an automatic variation of the pitch of the blades as a function of accelerations exerted on the apparatus during maneuvers or gusts of wind for example, so as to maintain a correct distribution of the lift between the rotor and the half-wings.
  • the corresponding device thus contributes to an increase in the speed of translation of the device by eliminating the risks of stalling blades, sources of vibration and damage to mechanical assemblies and structures.
  • US-6,669,137 discloses an aircraft equipped with a rotary wing for evolutions at very low speed. At high speeds, the rotary wing is slowed down and stopped, the lift being produced by a swiveling wing. At maximum speeds, the rotary wing and the wing are oriented in a determined configuration to form, so to speak, a wing in arrow.
  • the rotorcraft according to US Pat. No. 7,137,591 comprises a rotor driven in rotation by a power unit in particular to ensure take-off, landing and vertical flight.
  • a propeller propeller allows the cruising flight, the lift being generated by autorotation of the rotor and possibly supplemented by the assistance of an auxiliary wing.
  • the rotor mast is slightly pivotable back and forth so as to eliminate the effects due to changes in the attitude of the fuselage and likely to adversely affect the performance of the aircraft by increasing aerodynamic drag.
  • US Pat. No. 6,467,726 also discloses a rotorcraft comprising a fuselage, two high wings, four propeller propellers, two main rotors without cyclic pitch control each connected to each of the two wings, two engines and the associated means for transmitting power to the engines. rotors and propellers and a system of control of the collective pitch of each propeller and the collective pitch of each rotor.
  • the lift In cruising flight, the lift is developed by the two wings, so that the lift due to the rotor is canceled under the action either of a disengagement of the rotor via a clutch provided for this purpose, or an adequate adaptation of the collective pitch of rotor blades.
  • US-6,513,752 relates to a rotorcraft comprising a fuselage and a wing, two propellers with variable pitch, a rotor with masses "at the ends", a power source driving the two propellers and the rotor, a control means for adjusting the propellers so that in forward flight the thrust of the propellers is exerted towards the front of the aircraft, and so that in the hover the anti-torque function is performed by the thrust of a propeller forward and that of the other to the rear of the aircraft and the rotor is driven by the power source.
  • the power source comprises a motor and a clutch, which by disconnecting the rotor from the motor allows the rotor to rotate faster than an output of said motor, because of the aforementioned masses.
  • the clutch authorizes the autogyro mode in forward flight.
  • a power transmission box disposed between the power source and the propellers allows said propellers to operate at several rotational speeds with respect to the speed of an output of said power source.
  • This patent describes a main power transmission box associated with a second power transmission box driven by the power plant.
  • the second box comprises a clutch device which engaged engages the main gearbox at a first rotational speed, the disengagement communicating a second rotational speed lower than said first rotational speed.
  • the main gearbox moves the rotor (s).
  • this separation is obtained by a means such as a clutch whose sole function is to stop the rotational movement of the rotor by the power source (s) and this only during the passage of the vertical flight to Cruise flight.
  • a device of this type therefore implies an additional mass, cost and a penalty in terms of security.
  • the present invention aims to provide a rotorcraft and its control system to overcome the limitations mentioned above.
  • An object of the invention is to propose a rotorcraft capable of performing missions effectively for extended periods of time in vertical flight and to ensure cruising flights at a high speed but also to allow long distances to be crossed, for example capable of carrying 220 kt of 16 passengers in an aircraft with a mass of around 8 tonnes at 400 nm ("nautic miles") at an altitude of 1500 meters under the ISA conditions relating to the definition of the standard atmosphere.
  • the control of the motive power of a helicopter usually comprises a body / control module that adapts the power delivered by the power plant to the power required by the dynamic assemblies (rotors and accessories ), so as to maintain the rotational speed of the main rotor and the power transmission chain, to its set value.
  • the power regulation generally comprises a control member / module (generally hydro-mechanical type) which adapts the pitch of the propeller propeller so as to consume all the power available resulting from the manipulation by the pilot of a lever or throttle control member (thrust).
  • a control member / module generally hydro-mechanical type
  • An object of the invention is to provide a control system of a rotorcraft equipped with propellant (s), and a rotorcraft including this control system, which is improved and / or which remedies, in part at least, the gaps or disadvantages of known rotorcraft control systems.
  • An object of the invention is to provide such a control system for a rotorcraft equipped with a rotary wing and thruster (s) which is (are) in direct mechanical engagement with the drive motor (s) , the engine (s) being common to the rotary wing and propeller (s).
  • An object of the invention is to provide such a control system for a rotorcraft equipped with a rotary wing and propeller (s) and in which it decreases the rotation speed of the rotary wing and the propeller (s) ( s) from (beyond) a determined speed of movement of the rotorcraft.
  • a control system of a rotorcraft comprising a rotor, at least one variable-pitch propulsion propeller, and a motor for driving the rotor and the propeller (or propellers).
  • a control system of a rotorcraft comprising a rotor, at least one variable-pitch propulsion propeller, and a motor for driving the rotor and the propeller (or propellers).
  • a setpoint ⁇ p * + ⁇ d *, ⁇ p * - ⁇ d *
  • NG * engine speed setting member
  • TCL thrust control command
  • RPM * driving speed reference
  • ⁇ 0 control order of collective pitch of the rotor
  • the training speed instruction (RPM *) setting device (RPM) comprises:
  • a limiter responsive to the reference drive speed (RPMref) and delivering the drive speed reference (RPM *);
  • the engine speed setpoint generator (NG *) comprises:
  • a first adder for adding the first and second anticipated orders of variation of the engine speed and for outputting a first component (NG1 *) of the engine speed setpoint (NG *), and
  • the system preferably comprises:
  • the body for generating a setpoint ( ⁇ d *) of half-difference of pitch may comprise:
  • a collective-lace decoupling unit which receives the control command ( ⁇ 0 ) for collective pitch variation of the rotor
  • a filter receiving at the input the sum delivered by the summator and outputting the instruction ( ⁇ d *) of half-difference of pitch.
  • the drive speed (RPM) instruction setting member (RPM) may further comprise:
  • the elements (modules / organs) constituting the control system can be made, in whole or in part, in the form of electronic circuits, and / or in the form of code segments of a program installed in an onboard computer.
  • a program comprising a code fixed on a medium - such as a memory
  • the code being readable and / or executable by at least one data processing unit such as a processor embedded or embarkable on a rotorcraft, to control the operation of the (The) engine (s) of the rotorcraft, the code comprising segments of code to perform respectively operations characteristic of the invention.
  • a rotorcraft including such a control system.
  • the longitudinal cyclic pitch of the rotor is controlled in order to maintain the attitude of the fuselage at a pitch angle (or pitch angle) equal to the slope of the flight path, to cancel the angle of incidence of the fuselage relative to the air and thus minimize the streaks of said fuselage.
  • a pitch angle or pitch angle
  • the fuselage pitching moment must also be adjusted by the maneuver of at least one mobile elevator located on the horizontal stabilizer via, for example, an electric actuator so as to compensate for any offset of the center of gravity of said Hybrid helicopter: this adjustment is obtained in principle when the bending moment exerted on the rotor mast with respect to the pitch axis, measured by strain gauges for example, is canceled.
  • the power distribution between the rotor and the propellers can vary significantly depending on the inclination of the rotor disk due to its contribution to variations in the total drag and propulsion of the aircraft.
  • the power required in high-speed cruise flight is mainly due to the parasitic drag of the aircraft.
  • parasitic power represents approximately 50% of the total power required and can reach 75% at 220 kt, which is three times the power required for lift. High speed efficiency therefore depends on minimizing this parasite drag, hence the interest of piloting the longitudinal attitude of said hybrid helicopter.
  • This control is made possible thanks to the two degrees of freedom offered by first steering means of at least one elevator and secondly by second means for controlling the cyclic pitch of the rotor blades.
  • the first and second control means are independent of each other.
  • the adjustment of the elevator can be done manually in a simplified version. It is then necessary to have on the dashboard, an indicator of the bending moment exerted on the rotor mast that the pilot must maintain in a determined range through a manual action on said moving elevator or on the actuator electric.
  • said first means comprise a computer which controls via an electric actuator, for example, rotating said at least one elevator according to a steering angle which adapts the pitch moment of the hybrid helicopter to a first predetermined value, preferably zero.
  • said calculator determines the bending moment exerted on the rotor mast relative to the pitch axis derived from the information from sensors, said calculator ceasing to steer said elevator when the bending moment exerted on the rotor mast is in a predetermined range substantially corresponding to the first set value, preferably equal to zero, pitching moment of said hybrid helicopter.
  • first pitch moment value value designates both a precise value and a narrow range of values of this pitching moment, in particular because of the dependence of the bending moment exerted on the rotor mast. the pitching moment of the hybrid helicopter.
  • the second means therefore adapt said incidence to a second predetermined value, preferably equal to zero.
  • These second means comprise at least one cyclic handle which controls the cyclic pitch, in particular the longitudinal pitch, of the rotor blades via a swashplate and pitch levers.
  • (kt) about to progressively reduce the speed of rotation of the rotor from the first ⁇ 1 to the second ⁇ 2 rotational speed of said rotor to limit the air speed at the end of advancing blade, for example to 171 meters per second at a speed air on a trajectory of 220 kt, so as to keep the Mach number at the end of the blade advancing to about 0.85.
  • the wing compensates for this decrease in lift so as to contribute 31% to the lift at 220 kt as specified later on a particular application example. It should also be noted that the wing generates lift regardless of the forward speed of the rotorcraft, except in hovering where it has a particular effect of "deportation" or negative lift related to an interaction between the rotor and said wing .
  • the lift of the rotor in cruising flight is controlled by an appropriate device for the control of the collective pitch and the respect of the set values of the speed of rotation of the rotor.
  • the rotation speed ⁇ of the rotor is equal to a first rotation speed ⁇ 1 of the order of 260 revolutions per minute up to the first advancement speed more correctly first air velocity on trajectory Vl, of the order of 125 kt. Beyond and up to a second air velocity V2 on the order of 220 kt, the rotational speed of the rotor is reduced gradually to a second rotation value ⁇ 2 of the order of 205 revolutions per minute.
  • the rotational speeds of the outputs of the turbine engine (s), the propeller (s), the rotor and the mechanical interconnection system are proportional to each other, the proportionality ratio being constant. whatever the flight configuration of the hybrid helicopter under normal operating conditions of the integrated driveline.
  • the hybrid helicopter is equipped with a single turbine engine, it rotates the rotor and (or) propeller (s) via the mechanical interconnection system.
  • two or more turboshaft engines equip the hybrid helicopter, the rotor and the propeller (s) are then rotated via the mechanical interconnection system by said turbine engines.
  • the kinematic chain operates without variable speed ratio between the (or) turbine engine, the (or) propeller (s), the rotor and the mechanical interconnection system. Therefore and advantageously, the rotor is still rotated by the turbine engine, and still develops lift whatever the configuration of the device.
  • the rotor is in this way intended to provide all the lift of the hybrid helicopter during the take-off, landing and vertical flight phases and then partially during the cruising flight, the wing then contributing in part to support said hybrid helicopter.
  • the rotor exerts partially the levitation of the hybrid helicopter in cruising flight with possibly a small contribution to the propulsive forces or traction (case of the helicopter), but without any contribution to the drag (case of the autogire). These operating conditions therefore lead to a reduced supply of power dedicated to the traction of the rotor.
  • a small contribution to the propulsive forces is by a small inclination of the rotor disc towards the front of the device. This process degrades the fineness of the rotor very little and is therefore more interesting in terms of power balance than a request for additional thrust exerted by the (or) propeller (s).
  • the wing is composed of two half-wings, each half-wing being on either side of the fuselage.
  • These half-wings may constitute a high wing, in which case they preferably have a negative dihedron. However, they can also constitute either a low wing with preferably a positive dihedron or an intermediate wing with any dihedral.
  • the shape in plan of these half-wings, according to the variants, can correspond to rectangular half-wings, tapered, in forward or backward arrow, ...
  • the wingspan of the total wing is between 7 and 9 meters for an aircraft whose maximum authorized take-off weight is close to 8 tons.
  • the total span of the wing is substantially equal to the radius of the rotor, that is to say substantially equal to 8 meters, the rope of this wing being fixed at 1.50 meters or an elongation of the order of 5.30.
  • the wing is provided with fins.
  • the helicopter is equipped with two propellant propellers placed on either side of the fuselage, advantageously at the end of the two half-wings.
  • each propeller has a diameter of between 2.5 and 4.5 meters, the diameter of the propellers being 2.6 meters as explained later in a particular studied version.
  • this rotor since the rotor is still driven mechanically by the turbine engine or turboshaft engines, this rotor produces a "strong rotor torque" which tends to rotate the fuselage in the opposite direction to that of the rotor.
  • the manufacturers install a tail rotor at the rear of the fuselage to compensate for the rotor torque.
  • This anti-torque rotor of a conventional helicopter is located at the rear of the fuselage and at a distance of about 1.25 times the radius of the main rotor, so as to avoid mechanical interference between them.
  • Such a rotor generally requires about 12% of the power of the main rotor in vertical flight.
  • the thrust of this rotor is also used for control towards the helicopter.
  • the propellers may be arranged substantially in alignment with respect to the plane of the ropes of the wings or half-wings but still offset either above or below the wings or half-wings to which they are connected by a support pole.
  • the wingspan is advantageously of the order of magnitude of the radius of the rotor, that is to say as small as possible because of the high fineness of the rotor in cruising flight, as explained later.
  • the separation distance between the two propellers is also of the order of magnitude of the radius of the rotor. Under these conditions, the thrust of the propellers is necessarily greater than that of an anti-torque rotor.
  • the diameter of the propellers must be reduced from 3.0 meters for a conventional propeller to about 2.6 meters for the hybrid helicopter so as to allow space enough between said rotor and said propellers, hence another increase in the power required for the anti-torque function and this despite a favorable effect of the dihedron of the wing.
  • first and second rotational speeds are defined, relative respectively to a first and a second air velocity on the trajectory, about the turbine engine (s), the propeller (s) ( s) and the mechanical interconnection system. Note that these second rotational speeds correspond to 78% of the first rotational speeds (nominal speeds: 100% of the first rotational speeds) in the case of application already commented.
  • each speed reduction module is integrated with the second gearbox of the corresponding propellers instead of being disposed on either side of the first main gearbox.
  • the two associated modules comprise one or two stages of reduction as a function of the speed of rotation of the turbine engine outputs.
  • one stage is sufficient for an output speed of a turbine engine at 6000 rpm whereas two stages are necessary for an output speed of 21 000 rpm.
  • the second two gearboxes are equipped with a single speed reduction stage, the first speed of rotation of the propellers (nominal speed of rotation) being of the order of 2000 rpm.
  • FIG. 1 a schematic perspective view of an exemplary embodiment of a hybrid helicopter according to the invention
  • FIG. 1 a schematic view of the kinematic chain.
  • Figure 3 a diagram of the device for adjusting the longitudinal attitude of the hybrid helicopter.
  • Figure 4 a diagram of the law of variation of the rotational speed of the rotor as a function of the speed of advance of the hybrid helicopter.
  • FIG. 5 is a flowchart illustrating the main components of a rotorcraft control system according to a first embodiment.
  • FIG. 6 is a flowchart illustrating the main components of a rotorcraft control system according to a second embodiment.
  • FIG. 7 a diagram of a differential collective pitch calculation module for a control system of a two-propeller rotorcraft.
  • FIG. 8 a diagram of a module for calculating a setpoint of the common speed for driving the rotor and the propellers according to a first embodiment.
  • FIG. 9 a diagram of a module for calculating an average pitch setpoint of the propellers according to a first embodiment.
  • FIG. 10 is a diagram of a module for calculating a setpoint of the speed of the gas generator of a turbine engine.
  • FIG. 11 a diagram of a module for calculating a setpoint of the common speed of driving the rotor and the propellers according to a second embodiment.
  • FIG. 12 a diagram of a module for calculating an average pitch setpoint of the propellers according to a second embodiment.
  • hybrid helicopter designates a rotorcraft equipped with propellant (s), with a regulation adapted to the operation of the rotor on the one hand and that of the propellers on the other hand.
  • rotor refers to a rotary wing of the rotorcraft.
  • the hybrid helicopter 1 comprises a fuselage 2, in front of which is provided the cockpit 7, a rotor 10 intended to drive in rotation blades 1 1 thanks in part to two turbine engines 5 arranged on the top of the fuselage 2 (not visible in Figure 1 due to the presence of fairings), on both sides relative to the longitudinal plane of symmetry of the apparatus, and on the other hand to a first main gearbox MGB, not shown in Figure 1.
  • the hybrid helicopter 1 is provided with a high wing 3 composed of two half-wings 8 disposed on the top of the fuselage 2, these half-wings 8 having a substantially rectangular plan shape and having a negative dihedral.
  • the propulsion of the hybrid helicopter 1 is provided by two propellers 6 driven by the two turbine engines 5, a propeller 6 being disposed at each outer end of the wing 3. Furthermore, in the vicinity of the rear end of the fuselage 2, there are stabilizing and maneuvering surfaces, namely for the depth, a horizontal stabilizer 30 with two movable elevators 35 with respect to the front portion 34 and for the direction two appropriate empennages 40, each on each side of the horizontal empennage 30.
  • the empennages 40 may consist of a fixed front portion (or drift) 44 with a movable rear portion, or rudder 45 for steering yaw.
  • the horizontal stabilizer 40 and the vertical stabilizers 50 form an inverted U towards the fuselage 2.
  • the hybrid helicopter 1 preferably corresponds to the following characteristics, relating to an aircraft of about 8 tonnes maximum authorized take-off weight:
  • the hybrid helicopter 1 is equipped with an integrated kinematic chain 4, which, in addition to the two turbine engines 5, the rotor 10 and the two propellers 6, comprises a mechanical interconnection system 15 between these elements as shown schematically in FIG. Figure 2, which corresponds to a simplified representation so that it should be understood that the rotor 10 and the propellers 6 are rotated in orthogonal and non-parallel planes.
  • an integrated kinematic chain 4 which, in addition to the two turbine engines 5, the rotor 10 and the two propellers 6, comprises a mechanical interconnection system 15 between these elements as shown schematically in FIG. Figure 2, which corresponds to a simplified representation so that it should be understood that the rotor 10 and the propellers 6 are rotated in orthogonal and non-parallel planes.
  • this hybrid helicopter 1 is remarkable in that the rotational speeds of the outputs of the turboshaft engines, propellers, the rotor and the mechanical interconnection system are proportional to each other, the proportionality ratio being constant regardless of the Hybrid helicopter flight configuration under normal operating conditions of the integrated driveline.
  • the mechanical interconnection system comprises the following main components:
  • a first main gearbox MGB situated at the fuselage 2 driving the rotor 10 at 263 rpm at the nominal rotational speed (or the first speed of rotation of the rotor),
  • the two second shafts A2 are driven in rotation by the two turbine engines 5 via two associated modules M which, depending on the type of turbine engine, reduce the speed of the turbine engines 5 by 21,000 rpm or from 6000 rpm to 3000 rpm for the first rotational speed of said shafts.
  • the first main gearbox MGB comprises two stages, namely:
  • the hybrid helicopter 1 is such that the collective pitch and the cyclic pitch of the blades 11 of the rotor 10 are controlled and adapted according to the flight conditions; the steps are adapted to the evolution of the speed of rotation of the rotor, according to the air velocity on the trajectory (VTAS) of the apparatus.
  • VTAS air velocity on the trajectory
  • propellers 6 only the collective pitch is controlled and adapted according to the flight conditions; it is automatically controlled to provide the necessary thrust compatible with the operation of the rotor.
  • the hybrid helicopter 1 is set in high speed cruising flight so that the rotor 10 exerts a lift with a possible small contribution to the propulsive forces but without any contribution to the drag.
  • this requires a power absorbed by said rotor 10 to balance the torque generated by the profile drag and the induced drag of the blades 1 1 of the rotor 10, but this power is relatively reduced or about 500 kW as seen previously because of the fineness of the rotor of the order of 12.2 beyond 150 kt.
  • the preferably automatic maneuvering of at least one mobile elevator 35 fitted to the horizontal stabilizer 30 by an electric actuator 70 makes it possible to adjust or even cancel any pitching moment resulting from the offset of the center of gravity with respect to the line of action of the lift of said hybrid helicopter: this adjustment is obtained when the bending moment exerted on the rotor mast 12 with respect to the pitch axis measured by strain gages 71 for example, is canceled.
  • the longitudinal cyclic pitch of the rotor 10 is controlled and adapted according to the flight conditions in order to maintain the attitude of the fuselage at a pitch angle or pitch angle equal to the slope of the flight path, to cancel the angle of incidence of the fuselage relative to the air and thus minimize the streaks of said fuselage.
  • the longitudinal attitude of the hybrid helicopter will be maintained at zero.
  • the adjustment of the elevator 35 can be done manually in a simplified version. It is then necessary to have on the dashboard, an indicator of the bending moment exerted on the rotor mast 12 that the pilot must maintain in a determined range by means of a manual action on said moving elevator 35 or on the electric actuator 70.
  • a computer 60 which determines the bending moment exerted on the rotor mast 12, derived from information from the sensors 71, preferably strain gauges disposed on said rotor mast 12. In this way, the computer 60 ceases to pointing said at least one elevator 35 about the axis AX when the bending moment exerted on the rotor mast relative to the pitch axis is in a range predetermined value substantially corresponding to the first set value, preferably equal to zero, of the pitching moment of said hybrid helicopter 1.
  • the computer 60, the electric actuator 70 and the sensors 71 constitute first means for automatically controlling the steering angle of said at least one elevator 35 as a function of the bending moment exerted on the rotor mast. relative to the pitch axis of the hybrid helicopter 1. Obviously, it is possible to use several control surfaces 35 for this operation.
  • second means (13, 14, 16, 17) control the cyclic pitch of the blades 1 1 of the rotor 10 in order to control the longitudinal attitude of the hybrid helicopter 1 according to the flight conditions by adapting it at a second predetermined value relating to said longitudinal attitude.
  • said second predetermined value corresponds to a longitudinal attitude angle equal to the value of the slope of the trajectory of the apparatus, as seen above.
  • this second value of the longitudinal attitude is equal to zero during a level flight of the hybrid helicopter 1.
  • Said second means comprise a cyclic stick 13 which controls servocontrols 14 for imposing the cyclic pitch of the blades 1 1 of the rotor 12 via a swashplate 16 and pitch levers 17.
  • a suitable system is to be implemented in the case of any slope of the trajectory.
  • said second means are supplemented by an automatic servocontrol device 80 of the longitudinal attitude of the hybrid helicopter 1, this automatic servocontrol device 80 being integrated into an autopilot 81 and specifically comprising a GPS (Global Positionning System) 82 to determine said slope of the trajectory, and a central AHRS (Attitude and Heading Reference System)
  • an air-pressure system 84 for correcting the errors related to the wind disturbances.
  • this adjustment operation consists in correctly positioning the fuselage 2 as well as the rotor 10 at a substantially zero incidence with respect to the air flow, thus with a minimal overall drag and a maximum fineness.
  • the balance is favorable, since in the case of the autogyro, the rotor drags quite strongly whereas, in the case of the present invention, the drag of the rotor is minimal.
  • the hybrid helicopter 1 according to the invention does not have an anti-torque rotor in order to simplify the mechanical assemblies and to reduce accordingly the mass and the cost of the apparatus. Therefore, the hybrid helicopter 1 being equipped with two propellers 6, each being installed on a half-wing 8 on each side of the fuselage 2, the anti-torque and steering control functions are provided by using a differential thrust exerted by the propellers.
  • propeller 6 to the left of the fuselage exerts a push towards the rear of the aircraft (or “backward thrust”) while propeller 6 on the right produces a thrust forwards ( or “forward thrust”), assuming the rotor 10 rotates counter-clockwise, seen from above.
  • the anti-torque function can also be carried out so that, in the previous example, the right propeller 6 for example develops a doubled thrust, the left propeller 6 does not provide thrust, it being understood that the rotor 10 must then be tilted towards the rear of the aircraft to balance the thrust of the right propeller. In this case, it is shown that the power is greater than that required when the two propellers provide pushes in the opposite direction.
  • an intermediate solution can correspond to an anti-torque function performed by a mixing of the two previous concepts (pure differential thrust on the one hand and double thrust on the other).
  • the rotational speed of the rotor 10 is equal to a first rotational speed ⁇ 1 of approximately 263 revolutions per minute up to a first speed of advancement. Vl more correctly called first air speed on trajectory of 125 kt. Beyond and up to a second air velocity V2 trajectory of 220 kt, the rotational speed of the rotor is reduced gradually to a second ⁇ 2 rotation value of 205 revolutions per minute.
  • the speed of rotation of the rotor must be progressively reduced as a function of the increase in the speed of advance of the apparatus so as not to not exceed this limit.
  • the Mach number of the blades 11 in the advancing position reaches about 0.85 at an airspeed of 125 kt at an altitude of 1500 meters under ISA conditions (outside air temperature: 5 ° C).
  • the rotation speed ⁇ is adapted according to the aforementioned law.
  • the air velocity at the end of the blade due to the rotation is then 171 m / s (rotational speed rotor: 205 rpm or 78% of the speed nominal rotational speed of the rotor) and the advancement parameter ⁇ is equal to 0.66.
  • the rotor lift can not be maintained without a large increase in the blade rope (60% increase, which would lead to a conventional helicopter of four blades of one meter of rope ), in order to keep a lift coefficient average of Czm blades less than 0.5 and thus avoid the stall of the recoiling blade. It is clear that such oversizing blades high speed forward would lead to a significant increase in the mass of the device and a penalty performance.
  • the rotor of the hybrid helicopter 1, about 8 tonnes of maximum allowable take-off weight, is gradually discharged by a wing 3 of reduced size L which develops a lift of the order of 31% to 220 kt .
  • the coefficient of lift Czm of the blades of 0.5 in vertical flight decreases to 0.43 to 125 kt because the increase in lift of the wing 3 to increase and reach a value of 0.54 to 220 kt due to the reduction of the rotational speed of the rotor to 78% of the nominal rotational speed.
  • the rotor operates at a maximum fineness of the order of 12.2.
  • the rotorcraft 1 is represented by a model in which the rotation speed RPM of the elements of the driving power transmission system connecting the engine 5 to the rotor 10 and to the two propellants 6L (left propeller) and 6R ( right thruster), is the resultant leaving a block 130 whose transfer function is equal to 1 / (I * ⁇ * s), I representing the overall inertia of the driven mechanical assemblies, and ⁇ being equal to RPM.
  • the variation of this speed RPM is a function of the difference between the power ESP supplied to the output by the motor 5 and the power absorbed by the rotor and the thrusters; an adder 131 makes this difference and applies it to the input of the block 130; another adder 132 accumulates the powers respectively absorbed by the rotor on the one hand and by each of the thrusters on the other hand.
  • the ESP power supplied by the engine results from variations in the fuel flow Qfuel delivered to it; this flow rate is determined as a function of the difference ⁇ NG delivered at the output by a comparator 133 which subtracts the speed NG from the gas generator from the turboprop 5 to the speed reference NG * of the gas generator.
  • the power control / regulation of the turbine engine 5 is effected via the reference NG * speed of the gas generator, as is generally practiced for a helicopter.
  • the variation of the collective pitch of the rotor 10 is effected by means of a setpoint ⁇ 0 * of collective pitch which is applied to a servo-control mechanism (not shown) intended to modify the pitch of the rotor blades.
  • the variation of the collective pitch of the propellers 6R, 6L is effected by means of a collective pitch setpoint ( ⁇ p * + ⁇ d *, respectively ⁇ p * - ⁇ d *) of the propeller which is applied to a servo mechanism (not shown) respectively provided to change the pitch of the corresponding helix.
  • the pilot of the rotorcraft has several steering organs; each member can for example be in the form of a lever, a button, or a wheel, and can be "real" or simulated (on a screen for example).
  • the pilot can act on a member 121 (eg a push button equipping a collective pitch lever of the rotor ) delivering a thrust variation TCL control command, on a member 122 (eg a collective pitch lever of the rotor) delivering a control command ⁇ 0 collective pitch variation, and on a member 123 (e.g. a rudder) delivering a pitch variation control command (or yaw control).
  • a sensor / computer 120 also provides a measurement (or estimate) of the VTAS trajectory speed of the rotorcraft.
  • VTAS speed measurement, control commands and setpoints are in the form of signals or data.
  • the sensor 120 and the control members 121 -123 are connected to an on-board system 100 for calculating / determining the set points NG * of the gas generator speed, ⁇ 0 * of the collective pitch of the rotor, ( ⁇ p * + ⁇ d * ) and ( ⁇ p * - ⁇ d *) collective pitch of the propellers, which are respectively delivered to the corresponding servocontrols.
  • the system 100 comprises several signal / data processing modules received from the members 120-123 (see FIGS. 6 and 7):
  • a member / module 101, 101A, 102, 103, 104 elaborates the set points ( ⁇ * + ⁇ d *, ⁇ * - ⁇ d *) of pitch of the helices according in particular to a control order (TCL) of variation thrust,
  • a member / module 105, 105A produces a setpoint RPM * of drive speed RPM of the rotor and the propeller (or propellers), in particular according to the VTAS speed of displacement of the rotorcraft, and
  • a member / module 106 develops a setpoint NG * of the engine speed, in particular according to the TCL thrust command command, the drive speed RPM * set point, and a step control command ⁇ 0 collective rotor.
  • the speed VTAS is delivered at the input of the modules 101 (or 101A) and 105 (or 105A).
  • the TCL thrust control command is delivered to the input of the module 106.
  • the control command ⁇ 0 of the collective pitch of the rotor is delivered to the input of the modules 106, 102 and of a module 140 for generating a setpoint ⁇ 0 * of the rotor 10, and the control order Pal is delivered to the input of the module 102.
  • the thrust TCL control command is delivered directly to the module 101A, whereas in the embodiment of FIG. 6, this thrust TCL command command is delivered to the module 105. , and the RPM * setpoint delivered by the latter is applied to the input of the module 101.
  • the effective speed RPM of the power transmission system is delivered to the input of the module 106 for calculating the setpoint NG *; this speed RPM is furthermore delivered to the module 101 in the embodiment of FIG. 6.
  • the member 105 (FIG 6) or 105A (FIG 7) for drawing up a deposit
  • RPM * RPM drive speed includes (see Figs 9 and 12):
  • a member / module 107 which generates and outputs a reference drive speed RPMref as a function of the VTAS speed of movement of the rotorcraft received at the input, and
  • a limiter 108 connected to the module 107, which is sensitive to the reference drive speed RPMref delivered by the module 107, and which delivers the drive speed reference RPM *.
  • the module 107 calculates the speed RPMref according to the decay law described above in relation to FIG. 5, when the speed VTAS exceeds the speed Vl.
  • the unit 106 for generating the motor speed setpoint NG * comprises (see FIG.
  • a member / module 109 feed-forward which calculates an anticipated first order (pre-command) of variation of the speed of the motor as a function of the command order ⁇ 0 of collective pitch of the rotor; the module 109 makes it possible to anticipate the increase in power required by a collective pitch increase order; a member / module 110 which calculates an anticipated second order of variation of the engine speed as a function of the TCL thrust control command,
  • a first adder 11 1 for adding the first and second anticipated orders of variation of the engine speed and for outputting a first component NG1 * of the engine speed reference NG *,
  • a regulator 113 which delivers a second component NG2 * of the setpoint NG * as a function of the difference delivered by the comparator 114;
  • this regulator can be a PI (proportional-integral) regulator which elaborates the component NG2 * allowing to cancel the difference between RPM and RPM * which is presented to it in input; and
  • an adder 112 which determines the engine speed reference NG *, by adding the first and second components NG1 * and
  • the system 100 For a rotorcraft comprising (at least) two propellers (6L, 6R) of variable pitch propulsion which are arranged on either side of the fuselage of the rotorcraft, the system 100 comprises:
  • a member / module 102 for developing a setpoint ⁇ d * of half-difference of pitch ⁇ d between the two propellers as a function of the control command ⁇ 0 of collective pitch variation of the rotor and of a control command Pal of variation of course / yaw, an adder 103 for adding the average pitch setpoint ⁇ p * and the pitch difference setpoint ⁇ d *, and for outputting the resulting setpoint ( ⁇ p * + ⁇ d *) to a pitch control member of a first of the two propellers,
  • an adder used as a differentiator 104 for subtracting the pitch difference setpoint ⁇ d * from the mean pitch setpoint ⁇ p * and to deliver the resulting setpoint ( ⁇ p * - ⁇ d *) to a pitch control member of the second helix.
  • the means 101 for developing a mean pitch setpoint ⁇ p * comprises a comparator 118 which subtracts the speed reference RPM * from the measured drive speed RPM, a module 119 which is preferably a regulator PI tending to cancel the difference (RPM-RPM *) which is presented to it at the input, and an output filter 129 which ensures the torsional stability of the power transmission chain to the propellers.
  • the body 102 for producing a half-difference step instruction ⁇ d * comprises (see FIG. 8):
  • a unit / module 141 of collective decoupling-lace which receives the order of control ⁇ 0 of collective pitch variation of the rotor and which delivers a pre-command to anticipate a variation of the setpoint ⁇ d * necessary to balance the variation of torque and therefore the course resulting from a variation of the command ⁇ 0 ,
  • a low-pass filter 144 receiving as input the sum delivered by the summator 143 and outputting the setpoint ⁇ d * of half- step difference, the filter 144 limiting the rate of change of this setpoint ⁇ d *.
  • the member 105 for generating an instruction RPM * for driving speed RPM further comprises:
  • a member / module 1 15 which generates a transient variation RPMper of the drive speed reference RPM * as a function of the TCL command command of propulsion / thrust variation
  • an adder 1 16 which adds the transient variation RPMper of the setpoint RPM * to the reference drive speed RPMref and which delivers this sum to the limiter 108 delivering the setpoint RPM * drive speed.
  • This makes it possible to avoid that the helicopter-type regulation is opposed to the variations of NG * required for the (indirect) pitch control of the propulsion propellers.
  • the transient variation RPMper is substantially zero.
  • the regulation is simpler because the average pitch of the propellers is directly controlled by means of a hydraulic servocontrol and is no longer linked to the speed of the propeller.
  • the average pitch setpoint ⁇ p * is thus developed from the TCL position of the thrust control lever 121 of the propellers; the variation of the control order is limited by the limiter module 1 17, as a function, if appropriate, of the VTAS displacement speed; the speed of this variation is limited by a low-pass filter 128 (FIG. 13), and then the resulting order is transmitted to the propellers (via summators 103, 104).
  • the collective-lace decoupling as well as the steering control are carried out by means of a differential collective pitch application ⁇ d * to the left and right propellers.
  • pre-orders 109, 1 10 direct "non-gas" are provided at the rotor and the propellers in order to attenuate (in advance) the variations in the speed RPM that could result from rapid changes in the order step control.
  • the present invention is subject to many variations as to its implementation.
  • the invention as described relates in particular to a hybrid helicopter of the order of 8 tons of total mass.
  • this invention is applicable to any rotorcraft of any mass, a low weight drone for example to a very large unit tonnage.

Abstract

La présente invention concerne un système (100) de commande d'un giravion (1) comportant un rotor (10), au moins une hélice (6L, 6R) de propulsion à pas variable, et un moteur (5) d'entraînement du rotor et de l'hélice (ou des hélices), caractérisé en ce qu'il comporte : un organe (101, 101 A, 102, 103, 104) d'élaboration d'une consigne (ϑp* + ϑd*, ϑp* - ϑd*) de pas de l'hélice en fonction notamment d'un ordre de commande (TCL) de variation de poussée; un organe (105, 105A) d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) du rotor et de l'hélice (ou des hélices), en fonction notamment de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion, et; un organe (106) d'élaboration d'une consigne (NG*) de vitesse du moteur, en fonction notamment de l'ordre de commande (TCL) de poussée, de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement, et d'un ordre de commande (ϑo) de pas collectif du rotor.

Description

Système de commande d'un giravion
La présente invention concerne un giravion et son système de commande (c'est-à-dire régulation ou pilotage) des organes moteur du giravion.
On désigne par giravion un aéronef dont la sustentation est assurée totalement ou partiellement par une (ou plusieurs) hélice(s) d'axe sensiblement vertical, de grand diamètre, appelé rotor ou encore voilure tournante.
On distingue dans la catégorie des giravions plusieurs types distincts.
Tout d'abord, l'hélicoptère dont au moins un rotor principal, entraîné par une motorisation appropriée, assure à la fois la sustentation et la propulsion. L'hélicoptère est capable de vol stationnaire en restant en un point fixe de l'espace, peut décoller et atterrir verticalement et peut se déplacer dans n'importe quelle direction (avant-arrière-côtés-haut-bas).
Ensuite, l'autogire (première réalisation par La Cierva) est un giravion dont le rotor ne reçoit pas de puissance, mais tourne en autorotation sous l'effet de la vitesse de l'appareil. La propulsion est assurée par un turbomoteur ou encore par une hélice, d'axe sensiblement horizontal en vol d'avancement, entraînée par un moteur classique. Cette formule n'est pas susceptible de vol vertical, sauf si le rotor est initialement lancé par un dispositif annexe permettant une mise en survitesse de ce rotor : un autogire ne peut donc pas faire de vol immobile mais seulement monter ou descendre sous des pentes de trajectoire très élevées. En quelque sorte, c'est un avion à grand écart de vitesse qui ignore le décrochage et peut utiliser des terrains courts.
Le girodyne est un giravion intermédiaire entre l'hélicoptère et l'autogire dont le rotor n'assure que la sustentation. Ce rotor est normalement entraîné par une installation motrice pour les phases de décollage, vol stationnaire ou vertical et atterrissage, à l'instar de l'hélicoptère. Un girodyne comporte aussi un système de propulsion additionnel essentiellement différent de l'ensemble rotor. En vol d'avancement, le rotor assure encore la sustentation, mais uniquement en mode autorotation, c'est-à-dire sans transmission de puissance au dit rotor. Le Jet girodyne de la Société Fairey est une réalisation relative à ce concept.
Plusieurs autres formules nouvelles ont fait l'objet d'études plus ou moins poussées dont certaines ont parfois donné lieu à des réalisations pratiques.
A ce titre, on peut citer le combiné qui décolle et atterrit comme un hélicoptère, et vole en croisière comme un autogire : son rotor, animé d'un mouvement d'autorotation grâce à la vitesse d'avancement de l'appareil, assure une partie de la portance, l'autre partie étant assurée par une aile auxiliaire ; une hélice tractrice d'axe sensiblement horizontal crée l'effort nécessaire au mouvement de translation. Comme exemple, on peut citer le combiné expérimental SO 1310 Farfadet dont le rotor est propulsé par réaction en configuration décollage-atterrissage et tourne en autorotation en configuration croisière, la propulsion étant alors assurée par une hélice. L'appareil est muni de deux turbines séparées pour actionner le rotor et l'hélice.
Le convertible constitue une autre formule particulière de giravion. Cette désignation englobe tous les giravions qui changent de configuration au cours du vol : décollage et atterrissage en configuration hélicoptère, vol de croisière en configuration avion, deux rotors étant par exemple basculés de 90 degrés environ pour servir d'hélices. La formule des rotors basculants a donné lieu à la réalisation de l'appareil Bell Boeing V22 Osprey, par exemple.
De ces différentes formes de giravions, l'hélicoptère est la plus simple de sorte qu'elle s'est imposée malgré le fait que la vitesse maximale de translation de l'hélicoptère de l'ordre de 300 km/h est faible et inférieure à celle envisageable par les formules de type combiné ou convertible, techniquement plus complexes et plus onéreuses.
Dans ces conditions, des améliorations aux précédentes formules ont été proposées pour augmenter les performances des giravions sans pour autant conduire à des solutions compliquées, délicates à produire et à mettre en œuvre et par voie de conséquence coûteuses.
Ainsi, on connaît par le brevet GB-895 590 un aéronef à décollage et atterrissage vertical qui comprend un fuselage et deux demi-ailes (chacune de part et d'autre du fuselage), un empennage horizontal et une gouverne de direction, quatre unités motrices interconnectées, un rotor principal, deux hélices à pas réversible et variable l'une par rapport à l'autre et des moyens de contrôle par le pilote pour transmettre la puissance motrice ponctuellement ou totalement au rotor et aux hélices.
Dans ce cas, le rotor principal est entraîné en rotation par les unités motrices lors du décollage et de l'atterrissage, pendant le vol vertical et pour le vol horizontal à basse vitesse. A grande vitesse, le rotor tourne librement, sans transmission de puissance à la manière d'un autogire, l'arbre rotor étant équipé de moyens de désaccouplement.
Le brevet US-3,385,537 présente un hélicoptère avec, de façon classique, un fuselage, un rotor principal et un rotor arrière. Le rotor principal est entraîné en rotation par une première unité motrice. Cet appareil est également équipé de deux autres moteurs, chaque moteur étant disposé à l'extrémité externe de deux demi-ailes, chacune étant de part et d'autre dudit fuselage. La protection porte sur une variation automatique du pas des pales en fonction des accélérations exercées sur l'appareil lors de manœuvres ou de rafales de vent par exemple, de manière à garder une répartition correcte de la portance entre le rotor et les demi-ailes. Le dispositif correspondant contribue de la sorte à une augmentation de la vitesse de translation de l'appareil en écartant les risques de décrochage des pales, sources de vibrations et de dommages des ensembles mécaniques et des structures. Le brevet US-6,669,137 fait état d'un aéronef équipé d'une voilure tournante pour les évolutions à très faible vitesse. Aux vitesses élevées, la voilure tournante est ralentie puis stoppée, la portance étant alors produite par une aile orientable. Aux vitesses maximales, la voilure tournante et l'aile sont orientées dans une configuration déterminée pour former, en quelque sorte, une aile en flèche.
Le giravion selon le brevet US-7, 137,591 comprend un rotor entraîné en rotation par une unité motrice notamment pour assurer le décollage, l'atterrissage et le vol vertical. Une hélice propulsive permet le vol de croisière, la portance étant générée par l'autorotation du rotor et éventuellement complétée par l'assistance d'une aile auxiliaire. De plus, le mât rotor est légèrement pivotable d'avant en arrière de façon à éliminer les effets dus à des changements d'attitude du fuselage et de nature à nuire aux performances de l'appareil par augmentation de la traînée aérodynamique.
On connaît également par le brevet US-6,467,726 un giravion comprenant un fuselage, deux ailes hautes, quatre hélices propulsives, deux rotors principaux sans commande de pas cyclique reliés chacun à chacune des deux ailes, deux moteurs et les moyens associés de transmission de puissance aux rotors et aux hélices et un système de contrôle du pas collectif de chaque hélice et du pas collectif de chaque rotor.
En vol de croisière, la portance est développée par les deux ailes, de sorte que la portance due au rotor est annulée sous l'action soit d'un désaccouplement du rotor via un embrayage prévu à cet effet, soit d'une adaptation adéquate du pas collectif des pales des rotors.
Le brevet US-6,513,752 concerne un giravion comprenant un fuselage et une aile, deux hélices à pas variable, un rotor avec des masses « aux extrémités », une source de puissance entraînant les deux hélices et le rotor, un moyen de contrôle pour ajuster le pas des hélices de sorte qu'en vol d'avancement, la poussée des hélices est exercée vers l'avant de l'aéronef, et de sorte qu'en vol stationnaire, la fonction anti-couple est réalisée par la poussée d'une hélice vers l'avant et celle de l'autre vers l'arrière de l'aéronef et le rotor est entraîné par la source de puissance.
La source de puissance comprend un moteur et un embrayage, qui par déconnection du rotor par rapport au moteur permet au rotor de tourner plus vite qu'une sortie dudit moteur, en raison des masses précitées.
Il est précisé dans ce brevet que l'embrayage autorise le mode autogire en vol d'avancement. De plus, une boite de transmission de puissance disposée entre la source de puissance et les hélices permet auxdites hélices de fonctionner à plusieurs vitesses de rotation par rapport à la vitesse d'une sortie de ladite source de puissance.
La demande de brevet US-2006/0269414 Al traite le problème particulier de l'amélioration des performances d'un hélicoptère d'une part pendant le vol vertical et d'autre pendant le vol de croisière. On recherche alors une vitesse de rotation du rotor élevée dans le premier cas pour augmenter la portance alors que dans le deuxième cas, cette vitesse de rotation peut être réduite tout en accroissant la vitesse d'avancement de l'hélicoptère.
Ce brevet décrit une boîte de transmission de puissance principale associée à une deuxième boite de transmission de puissance entraînée par l'installation motrice. La deuxième boite comprend un dispositif à embrayage qui, engagé, entraîne la boîte principale à une première vitesse de rotation, le désengagement lui communiquant une deuxième vitesse de rotation inférieure à ladite première vitesse de rotation. Bien évidemment, la boîte de transmission principale met en mouvement le ou les rotor(s) .
Il ressort toutefois de ces considérations que les solutions techniques tendant à augmenter les performances d'un giravion sont basées essentiellement sur les propositions suivantes : fonctionnement du rotor à deux vitesses de rotation distinctes relatives d'une part au vol vertical et d'autre part au vol de croisière, au moyen d'une chaîne cinématique avec des rapports de vitesses de rotation variables entre l'installation motrice, le rotor, la (ou les) hélice(s) et les différents éléments composants cette chaîne cinématique,
fonctionnement du rotor en mode autogire en vol de croisière : le rotor en rotation et sans apport de puissance motrice, sustente alors partiellement ou totalement le giravion, mais traîne d'où malgré tout une perte de puissance en raison d'une finesse aérodynamique réduite (finesse : rapport portance/traînée), alors qu'à contrario, le rotor d'un hélicoptère propulse l'appareil dans la direction désirée par le pilote.
En particulier, le fonctionnement d'un rotor en autorotation à la manière d'un autogire en vol de croisière, exige en principe de désolidariser l'arbre d'entraînement en rotation du rotor de l'ensemble de la chaîne cinématique de transmission de puissance.
Par suite, cette désolidarisation est obtenue par un moyen tel qu'un embrayage dont la seule fonction est de stopper la mise en mouvement de rotation du rotor par la ou les source(s) de puissance et ceci uniquement lors du passage du vol vertical au vol de croisière.
Un dispositif de ce type implique donc un supplément de masse, de coût et une pénalité en matière de sécurité.
- arrêt du rotor et reconfiguration de celui-ci, par exemple, un rotor tripale, arrêté dans une configuration particulière, sert d'aile en flèche pour le vol à vitesse d'avancement élevée ou encore, après arrêt, on peut envisager de replier le rotor au-dessus du fuselage lors de la phase de transition giravion/avion. On conçoit que ces solutions compliquent les réalisations techniques et contribuent à des augmentations de masse, donc de puissance installée et par conséquent de coût, sans pour autant parvenir à une optimisation de l'appareil.
La présente invention a pour objet de proposer un giravion et son système de pilotage permettant de s'affranchir des limitations mentionnées précédemment.
Un objectif de l'invention est de proposer un giravion capable d'effectuer des missions efficacement pendant des temps prolongés en vol vertical et d'assurer des vols de croisière à une vitesse élevée mais aussi de permettre de parcourir de longues distances franchissables, par exemple capable d'assurer le transport à 220 kt de 16 passagers dans un appareil d'une masse de l'ordre de 8 tonnes au décollage sur 400 nm (« nautic miles ») à 1500 mètres d'altitude dans les conditions ISA relatives à la définition de l'atmosphère standard.
La régulation de la puissance motrice d'un hélicoptère (dénué de propulseur(s) à hélice) comporte généralement un organe/module de commande qui adapte la puissance délivrée par l'installation motrice à la puissance requise par les ensembles dynamiques (rotors et accessoires), de façon à maintenir le régime de rotation du rotor principal et de la chaîne de transmission de puissance, à sa valeur de consigne.
Sur un aéronef propulsé par hélice(s) dont le pas est variable, la régulation de puissance comporte généralement un organe/module de régulation (en général de type hydromécanique) qui adapte le pas de l'hélice propulsive de façon à consommer toute la puissance disponible résultant de la manipulation par le pilote d'un levier ou organe de commande des gaz (de la poussée).
Ces deux régulations ne peuvent pas être juxtaposées pour assurer la régulation de puissance d'un giravion équipé de propulseur(s), car ces modes de régulation sont antagonistes: l'organe d'adaptation de puissance d'une régulation conventionnelle d'hélicoptère s'opposerait à une variation (transitoire) de vitesse de la chaîne de transmission de puissance qui résulterait d'une commande de variation de poussée sur l'hélice (ou les hélices).
Par ailleurs, pour un giravion équipé de propulseur(s), une régulation du/des propulseur(s) à hélice dans laquelle le pilote commanderait directement les variations de pas de l'hélice (des hélices) de propulsion, pourrait provoquer, par suite de variations brutales du couple moteur transmis à l'hélice, une détérioration de cette dernière.
Un objectif de l'invention est de proposer un système de commande d'un giravion équipé de propulseur(s), ainsi qu'un giravion incluant ce système de commande, qui soit amélioré et/ou qui remédie, en partie au moins, aux lacunes ou inconvénients des système de commande de giravion connus.
Un objectif de l'invention est de proposer un tel système de commande pour un giravion équipé d'une voilure tournante et de propulseur(s) qui est (sont) en prise mécanique directe avec le(s) moteur(s) d'entraînement, le(s) moteur(s) étant commun(s) à la voilure tournante et au(x) propulseur(s).
Un objectif de l'invention est de proposer un tel système de commande pour un giravion équipé d'une voilure tournante et de propulseur(s) et dans lequel on fait décroître la vitesse de rotation de la voilure tournante et du (des) propulseur(s) à partir (au-delà) d'une vitesse déterminée de déplacement du giravion.
Selon un aspect de l'invention, il est proposé un système de commande d'un giravion comportant un rotor, au moins une hélice de propulsion à pas variable, et un moteur d'entraînement du rotor et de l'hélice (ou des hélices), qui comporte : un organe d'élaboration d'une consigne (θp* + θd*, θp* - θd*) de pas de l'hélice en fonction notamment d'un ordre de commande (TCL) de variation de poussée,
un organe d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) du rotor et de l'hélice (ou des hélices), en fonction notamment de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion et le cas échéant en fonction de la température ambiante, et
un organe d'élaboration d'une consigne (NG*) de vitesse du moteur, en fonction notamment de l'ordre de commande (TCL) de poussée, de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement, et d'un ordre de commande (θ0) de pas collectif du rotor.
Selon des caractéristiques préférentielles de l'invention :
l'organe d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) comporte :
un organe d'élaboration d'une vitesse d'entraînement de référence (RPMref) en fonction de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion, et
un limiteur sensible à la vitesse d'entraînement de référence (RPMref) et délivrant la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement ;
l'organe d'élaboration de la consigne (NG*) de vitesse du moteur comporte :
un organe d'élaboration d'un premier ordre anticipé de variation de la vitesse du moteur en fonction de l'ordre de commande (θ0) de pas collectif du rotor, un organe d'élaboration d'un second ordre anticipé de variation de la vitesse du moteur en fonction de l'ordre de commande (TCL) de poussée,
un premier sommateur pour additionner les premier et second ordres anticipés de variation de la vitesse du moteur et pour délivrer en sortie une première composante (NGl*) de la consigne (NG*) de vitesse du moteur, et
. une unité d'élaboration de la consigne (NG*) de vitesse du moteur, en fonction de la première composante (NGl *), de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement, et d'une mesure (RPM) de la vitesse d'entraînement.
Pour un giravion comportant (au moins) deux hélices de propulsion à pas variable qui sont disposées de part et d'autre du fuselage du giravion, le système comporte de préférence:
- un organe d'élaboration d'une consigne (θp*) de pas moyen (θp) des deux hélices en fonction de l'ordre de commande (TCL) de variation de propulsion/poussée,
un organe d'élaboration d'une consigne (θd*) de demi-différence de pas (θd) entre les deux hélices en fonction de l'ordre de commande (θ0) de variation de pas collectif du rotor et d'un ordre de commande
(Pal) de variation de cap,
un sommateur pour additionner la consigne (θp*) de pas moyen et la consigne (θd*) de différence de pas, et pour délivrer la consigne résultante (θp* + θd*) à un organe de commande de pas d'une première des deux hélices, et
un sommateur (utilisé en différentiateur) pour soustraire la consigne (θd*) de différence de pas à la consigne (θp*) de pas moyen et pour délivrer la consigne résultante (θp* - θd*) à un organe de commande de pas de la seconde hélice. L'organe d'élaboration d'une consigne (θd*) de demi-différence de pas peut comporter :
une unité de découplage collectif-lacet qui reçoit l'ordre de commande (θ0) de variation de pas collectif du rotor,
- une unité de traitement d'un ordre de commande (Pal) de variation de cap,
un sommateur connecté à l'unité de découplage et à l'unité de traitement, et
un filtre recevant en entrée la somme délivrée par le sommateur et délivrant en sortie la consigne (θd*) de demi-différence de pas.
L'organe d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) peut comporter en outre:
un organe d'élaboration d'une perturbation (RPMper) de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement en fonction de l'ordre de commande (TCL) de variation de propulsion/poussée, et
un sommateur pour ajouter la perturbation (RPMper) de la consigne (RPM*) à la vitesse d'entraînement de référence (RPMref) et pour délivrer cette somme au limiteur délivrant la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement.
Les éléments (modules/organes) constitutifs du système de commande peuvent être réalisés, en totalité ou en partie, sous forme de circuits électroniques, et/ou sous forme de segments de code d'un programme installé dans un calculateur embarqué.
Ainsi, selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un programme comportant un code fixé sur un support — tel qu'une mémoire
— ou matérialisé par un signal, le code étant lisible et/ou exécutable par au moins une unité de traitement de données telle qu'un processeur embarqué ou embarquable sur un giravion, pour commander le fonctionnement du (des) moteur(s) du giravion, le code comportant des segments de code pour effectuer respectivement des opérations caractéristiques de l'invention.
Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un giravion incluant un tel système de commande.
Selon un mode préféré de réalisation, en vol de croisière, on contrôle le pas cyclique longitudinal du rotor afin de maintenir l'attitude du fuselage à un angle de tangage (ou angle d'assiette longitudinale) égal à la pente de la trajectoire, de façon à annuler l'angle d'incidence du fuselage par rapport à l'air et minimiser ainsi les traînées dudit fuselage. Par suite et lors d'un vol de croisière en palier, l'assiette longitudinale de l'hélicoptère hybride sera maintenue à une valeur nulle. Par ailleurs et de façon avantageuse le moment de tangage fuselage doit également être réglé grâce à la manœuvre d'au moins une gouverne de profondeur mobile équipant l'empennage horizontal via par exemple un actionneur électrique de façon à compenser tout déport du centre de gravité dudit hélicoptère hybride : ce réglage est obtenu en principe quand le moment de flexion exercé sur le mât rotor par rapport à l'axe de tangage, mesuré par des jauges de contrainte par exemple, est annulé.
En effet, il est avantageux de pouvoir régler, voire d'annuler, le moment de tangage du fuselage car, d'une part celui-ci agit directement sur le moment de flexion dans le mât rotor et donc sur les sollicitations en fatigue de ce dernier, et d'autre part traduit l'équilibre global de l'appareil résultant de la répartition de puissance entre les hélices et le rotor. Or, cette répartition influe sur le bilan global de puissance car les hélices et le rotor ont des rendements respectifs différents.
Pendant cette opération, la répartition de la puissance entre le rotor et les hélices peut varier significativement en fonction de l'inclinaison du disque rotor en raison de sa contribution aux variations de la traînée totale et de la propulsion de l'appareil. A titre d'exemple, la puissance nécessaire en vol de croisière à grande vitesse est due principalement à la traînée parasite de l'appareil. A 140 kt, la puissance parasite représente approximativement 50% de la puissance totale requise et peut atteindre 75% à 220 kt, soit trois fois la puissance nécessaire à la sustentation. L'efficacité à grande vitesse dépend donc d'une minimisation de cette traînée parasite, d'où l'intérêt de piloter l'assiette longitudinale dudit hélicoptère hybride.
Ce pilotage est rendu possible grâce aux deux degrés de liberté offerts par des premiers moyens de braquage d'au moins une gouverne de profondeur et d'autre part, par des deuxièmes moyens de pilotage du pas cyclique des pales du rotor.
Les premiers et deuxièmes moyens de commande de sont indépendants les uns des autres.
En pratique, le réglage de la gouverne de profondeur peut se faire de façon manuelle dans une version simplifiée. Il y a alors nécessité de disposer sur la planche de bord, un indicateur du moment de flexion exercé sur le mât rotor que le pilote doit maintenir dans une plage déterminée grâce à une action manuelle sur ladite gouverne de profondeur mobile ou encore sur l'actionneur électrique.
Lorsque la manœuvre de la gouverne de profondeur est effectuée de façon automatique dans une version améliorée, lesdits premiers moyens comprennent un calculateur qui commande via un actionneur électrique, par exemple, entraînant en rotation ladite au moins une gouverne de profondeur selon un angle de braquage qui adapte le moment de tangage de l'hélicoptère hybride à une première valeur prédéterminée, de préférence égale à zéro.
Pour ce faire, ledit calculateur détermine le moment de flexion exercé sur le mât rotor par rapport à l'axe de tangage déduit des informations issues de capteurs, ledit calculateur cessant de braquer ladite gouverne de profondeur quand le moment de flexion exercé sur le mât rotor est dans une plage prédéterminée correspondant sensiblement à la première valeur de consigne, préférentiellement égale à zéro, du moment de tangage dudit hélicoptère hybride.
Autrement dit, l'expression « première valeur de consigne du moment de tangage » désigne aussi bien une valeur précise qu'une étroite plage de valeurs de ce moment de tangage en raison notamment de la dépendance du moment de flexion exercé sur le mât rotor vis-à-vis du moment de tangage de l'hélicoptère hybride.
En outre, le moment de tangage étant contrôlé et de préférence annulé, il convient encore de contrôler l'incidence de l'hélicoptère hybride et notamment de l'annuler pour minimiser les traînées parasites. Les deuxièmes moyens adaptent donc ladite incidence à une deuxième valeur prédéterminée, de préférence égale à zéro. Ces deuxièmes moyens comprennent au moins un manche cyclique qui commande le pas cyclique, notamment longitudinal, des pales du rotor via un plateau cyclique et des leviers de pas.
Bien entendu, on rappelle que le pas cyclique latéral intervient également pour les évolutions en lacet de l'appareil, les variations du pas collectif des pales du rotor faisant seulement varier la portance de chaque pale dans les mêmes proportions.
Selon un mode de réalisation, il est proposé à partir de 125 nœuds
(kt) environ de réduire progressivement la vitesse de rotation du rotor de la première Ω 1 à la deuxième Ω2 vitesse de rotation dudit rotor pour limiter la vitesse de l'air en bout de pale avançante par exemple à 171 mètres par seconde à une vitesse air sur trajectoire de 220 kt, de façon à maintenir le nombre de Mach en bout de pale avançante à 0,85 environ.
Bien entendu, cette réduction de vitesse de rotation du rotor est accompagnée d'une diminution de portance dudit rotor. Par conséquent, l'aile compense cette diminution de portance de sorte à contribuer à 31 % à la portance à 220 kt comme précisé par la suite à propos d'un exemple d'application particulier. II est encore à noter que l'aile génère une portance quelle que soit la vitesse d'avancement du giravion, sauf en vol stationnaire où elle présente un effet particulier de « déportance » ou portance négative liée à une interaction entre le rotor et ladite aile.
En conséquence, la portance du rotor en vol de croisière est contrôlée par un dispositif approprié pour le pilotage du pas collectif et le respect des valeurs de consigne de la vitesse de rotation du rotor.
Dans l'exemple d'application décrit par la suite, la vitesse de rotation Ω du rotor est égale à une première vitesse de rotation Ω 1 de l'ordre de 260 tours par minute jusqu'à la première vitesse d'avancement plus correctement dite première vitesse air sur trajectoire Vl , de l'ordre de 125 kt. Au-delà et jusqu'à une deuxième vitesse air sur trajectoire V2 de l'ordre de 220 kt, la vitesse de rotation du rotor est réduite progressivement à une deuxième valeur de rotation Ω 2 de l'ordre de 205 tours par minute.
Par ailleurs, les vitesses de rotation des sorties du (ou des) turbomoteur(s), de la (ou des) hélice(s), du rotor et du système mécanique d'interconnexion sont proportionnelles entre elles, le rapport de proportionnalité étant constant quelle que soit la configuration de vol de l'hélicoptère hybride en conditions normales de fonctionnement de la chaîne cinématique intégrée.
On comprend ainsi que si l'hélicoptère hybride est équipé d'un seul turbomoteur, celui-ci entraîne en rotation le rotor et la (ou les) hélice(s) via le système mécanique d'interconnexion. Par contre, si deux turbomoteurs ou plus équipent l'hélicoptère hybride, le rotor et la (ou les) hélice(s) sont alors entraînés en rotation via le système mécanique d'interconnexion par lesdits turbomoteurs.
Autrement dit, la chaîne cinématique fonctionne sans rapport de vitesse de rotation variable entre le (ou les) turbomoteurs, la (ou les) hélice(s), le rotor et le système mécanique d'interconnexion. Par conséquent et de façon avantageuse, le rotor demeure toujours entraîné en rotation par le turbomoteur, et développe toujours une portance quelle que soit la configuration de l'appareil.
Plus précisément, le rotor est de la sorte destiné à assurer la totalité de la portance de l'hélicoptère hybride pendant les phases de décollage, d'atterrissage et de vol vertical puis partiellement pendant le vol de croisière, l'aile contribuant alors pour partie à supporter ledit hélicoptère hybride.
Ainsi, le rotor exerce partiellement la sustentation de l'hélicoptère hybride en vol de croisière avec éventuellement une faible contribution aux forces propulsives ou traction (cas de l'hélicoptère), mais sans aucune contribution à la traînée (cas de l'autogire) . Ces conditions de fonctionnement conduisent donc à une fourniture réduite de puissance dédiée à la traction du rotor. A noter qu'une faible contribution aux forces propulsives se fait par une faible inclinaison du disque rotor vers l'avant de l'appareil. Ce processus dégrade très peu la finesse du rotor et se révèle par suite plus intéressant en terme de bilan de puissance qu'une demande de poussée supplémentaire exercée par la (ou les) hélice(s).
De façon avantageuse, l'aile est composée de deux demi-ailes, chaque demi-aile étant de part et d'autre du fuselage. Ces demi-ailes peuvent constituer une aile haute, auquel cas elles présentent de préférence un dièdre négatif. Cependant, elles peuvent aussi constituer soit une aile basse avec de préférence un dièdre positif ou encore une aile intermédiaire avec un dièdre quelconque. La forme en plan de ces demi-ailes, selon les variantes, peut correspondre à des demi-ailes rectangulaires, effilées, en flèche avant ou arrière, ...
De façon favorable, l'envergure de l'aile totale est comprise entre 7 et 9 mètres pour un appareil dont la masse maximale autorisée au décollage est voisine de 8 tonnes. Dans une version préférée, l'envergure totale de l'aile est sensiblement égale au rayon du rotor, c'est-à-dire sensiblement égale à 8 mètres, la corde de cette aile étant fixée à 1 ,50 mètre soit un allongement de l'ordre de 5,30.
Selon une variante de l'invention, l'aile est munie d'ailerons.
De préférence, l'hélicoptère est équipé de deux hélices propulsives placées de part et d'autre du fuselage, avantageusement à l'extrémité des deux demi-ailes.
Pour satisfaire aux performances de l'appareil, chaque hélice a un diamètre compris entre 2,5 et 4,5 mètres, le diamètre des hélices étant de 2,6 mètres comme expliqué ultérieurement dans une version étudiée particulière.
Bien évidemment, le rotor étant toujours entraîné mécaniquement par le ou les turbomoteurs, ce rotor produit un « couple rotor résistant» ayant tendance à faire tourner le fuselage en sens inverse de celui du rotor. En général, les constructeurs installent à l'arrière du fuselage un rotor anticouple afin de compenser le couple rotor. Ce rotor anticouple d'un hélicoptère conventionnel se situe à l'arrière du fuselage et à une distance de l'ordre de 1 ,25 fois le rayon du rotor principal, de façon à éviter toute interférence mécanique entre eux. Un tel rotor requiert généralement environ 12% de la puissance du rotor principal en vol vertical. De plus, la poussée de ce rotor est également utilisée pour le contrôle en direction de l'hélicoptère.
Les hélices peuvent être disposées sensiblement en alignement par rapport au plan des cordes des ailes ou demi-ailes mais encore déportées soit au dessus, soit au dessous des ailes ou demi-ailes auxquelles elles sont reliées par un mât support.
Comme vu précédemment l'envergure de l'aile est avantageusement de l'ordre de grandeur du rayon du rotor c'est-à-dire aussi réduite que possible en raison de la finesse élevée du rotor en vol de croisière, comme cela est expliqué ultérieurement. Il en résulte que la distance de séparation entre les deux hélices est également de l'ordre de grandeur du rayon du rotor. Dans ces conditions, la poussée des hélices est nécessairement supérieure à celle d'un rotor anticouple.
De plus et sur la base des données géométriques présentées précédemment à titre d'exemple, le diamètre des hélices doit être réduit de 3,0 mètres pour une hélice classique à 2,6 mètres environ pour l'hélicoptère hybride de manière à permettre un espace suffisant entre ledit rotor et lesdites hélices, d'où une autre augmentation de la puissance nécessaire à la fonction anticouple et cela malgré un effet favorable du dièdre de l'aile.
Quoiqu'il en soit, cette pénalité en terme de puissance est largement compensée par la marge importante de puissance en vol vertical (voir ultérieurement) et les gains de masse et de coût résultant de la suppression du rotor anticouple et du système de transmission de puissance associé représenté par des lignes d'arbres horizontales et obliques de transmission de puissance et des boîtes d'engrenages dites « intermédiaire » et « arrière ».
On comprend aisément qu'en raison du rapport de proportionnalité constant entre les vitesses de rotation des différents composants de la chaîne cinématique intégrée, que le (ou les) turbomoteur(s), la (ou les) hélice(s), le rotor et le système mécanique d'interconnexion fonctionnent eux aussi, au rapport de proportionnalité près à une première vitesse de rotation, ainsi qu'à une deuxième vitesse de rotation. En d'autres termes, on définit une première et une deuxième vitesses de rotation, relatives respectivement à une première et une deuxième vitesses air sur trajectoire, à propos du (ou des) turbomoteur(s), de la (ou des) hélice(s) et du système mécanique d'interconnexion. On note que ces deuxièmes vitesses de rotation correspondent à 78% des premières vitesses de rotation (vitesses nominales : 100% des premières vitesses de rotation) dans le cas d'application déjà commenté. Bien évidemment, les vitesses de rotation du (ou des) turbomoteur(s), de la (ou des) hélice(s) et du système mécanique d'interconnexion sont réduites progressivement entre leurs première et deuxième vitesses de rotation respectives, conformément à l'évolution de la vitesse de rotation du rotor entre ses propres première et deuxième vitesses de rotation selon une loi linéaire ou sensiblement linéaire.
Les différentes fonctionnalités précédemment présentées sont possibles grâce à un système mécanique d'interconnexion approprié pour la transmission de puissance. Un tel système doit permettre la transmission de couples importants en raison notamment d'un niveau de puissance absorbée élevée et d'une vitesse de rotation du rotor relativement faible. Cela exige de grands rapports de réduction des vitesses de rotation entre différents constituants de la chaîne cinématique tout en respectant une masse aussi faible que possible et en assurant une bonne endurance et une sécurité totale.
Cette architecture reste valable pour un montage des turbomoteurs aussi bien au niveau du fuselage que sur les demi-ailes. Dans ce dernier cas, chaque module de réduction de vitesse est intégré à la deuxième boîte d'engrenages des hélices correspondante au lieu d'être disposé de part et d'autre de la première boîte d'engrenages principale.
Les deux modules associés comportent un ou deux étages de réduction en fonction de la vitesse de rotation des sorties des turbomoteurs. En général, un étage suffit pour une vitesse de sortie d'un turbomoteur à 6000 tr/mn alors que deux étages sont nécessaires pour une vitesse de sortie de 21 000 tr/mn.
Par ailleurs, les deux deuxièmes boîtes d'engrenages sont équipées d'un seul étage de réduction de vitesse, la première vitesse de rotation des hélices (régime nominal de rotation) étant de l'ordre de 2 000 tr/mn.
D'autres aspects, caractéristiques, et avantages de l'invention apparaissent dans la description qui suit avec des exemples de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
figure 1 : une vue en perspective schématique d'un exemple de réalisation d'un hélicoptère hybride selon l'invention,
- figure 2 : une vue schématique de la chaîne cinématique.
figure 3 : un schéma du dispositif de réglage de l'assiette longitudinale de l'hélicoptère hybride.
figure 4 : un schéma de la loi de variation de la vitesse de rotation du rotor en fonction de la vitesse d'avancement de l'hélicoptère hybride.
figure 5 : un organigramme illustrant les principaux composants d'un système de commande du giravion selon un premier mode de réalisation.
figure 6 : un organigramme illustrant les principaux composants d'un système de commande du giravion selon un second mode de réalisation.
figure 7 : un schéma d'un module de calcul de pas collectif différentiel pour un système de commande d'un giravion à deux hélices.
- figure 8 : un schéma d'un module de calcul d'une consigne de la vitesse commune d'entraînement du rotor et des hélices selon un premier mode de réalisation.
figure 9 : un schéma d'un module de calcul d'une consigne de pas moyen des hélices selon un premier mode de réalisation.
- figure 10 : un schéma d'un module de calcul d'une consigne de la vitesse du générateur de gaz d'un turbomoteur. figure 1 1 : un schéma d'un module de calcul d'une consigne de la vitesse commune d'entraînement du rotor et des hélices selon un second mode de réalisation.
figure 12 : un schéma d'un module de calcul d'une consigne de pas moyen des hélices selon un second mode de réalisation.
Au sens de la présente demande, l'expression « hélicoptère hybride » désigne un giravion équipé de propulseur(s), avec une régulation adaptée au fonctionnement du rotor d'une part et à celui des hélices d'autre part.
Sauf indication contraire, explicite ou implicite, le terme « rotor » désigne une voilure tournante du giravion.
Sauf indication contraire, explicite ou implicite, les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence.
Par référence à la figure 1 notamment, l'hélicoptère hybride 1 comprend un fuselage 2, à l'avant duquel est prévu le poste de pilotage 7, un rotor 10 destiné à entraîner en rotation des pales 1 1 grâce d'une part à deux turbomoteurs 5 disposés sur le dessus du fuselage 2 (non visibles sur la figure 1 en raison de la présence de carénages), de part et d'autre par rapport au plan de symétrie longitudinal de l'appareil, et d'autre part à une première boîte d'engrenages principale MGB, non représentée sur la figure 1 .
De plus, l'hélicoptère hybride 1 est pourvu d'une aile haute 3 composée de deux demi-ailes 8 disposées sur le dessus du fuselage 2, ces demi-ailes 8 ayant une forme en plan sensiblement rectangulaire et présentant un dièdre négatif.
La propulsion de l'hélicoptère hybride 1 est assurée par deux hélices 6 entraînées par les deux turbomoteurs 5, une hélice 6 étant disposée à chaque extrémité externe de l'aile 3. Par ailleurs, il est prévu, au voisinage de l'extrémité arrière du fuselage 2, des surfaces de stabilisation et de manœuvre à savoir pour la profondeur, un empennage horizontal 30 avec deux gouvernes de profondeur mobiles 35 par rapport à la partie avant 34 et pour la direction deux empennages appropriés 40, chacun de chaque côté de l'empennage horizontal 30.
Avantageusement, les empennages 40, verticaux ou inclinés par rapport à la verticale, peuvent être constitués d'une partie avant fixe (ou dérive) 44 avec en arrière une partie mobile, ou gouverne de direction 45 pour le pilotage en lacet.
En l'occurrence, l'empennage horizontal 40 et les empennages verticaux 50 forment un U renversé vers le fuselage 2.
Du point de vue dimensionnel, l'hélicoptère hybride 1 correspond de préférence aux caractéristiques suivantes, relatives à un appareil d'environ 8 tonnes de masse maximale autorisée au décollage :
- diamètre D du rotor : 16 mètres environ,
- diamètre d des hélices : 2,6 mètres,
- envergure L de l'aile : 8 mètres,
- allongement λ de l'aile : 5,3.
De plus, l'hélicoptère hybride 1 est équipé d'une chaîne cinématique intégrée 4, qui, outre les deux turbomoteurs 5, le rotor 10 et les deux hélices 6, comprend un système mécanique d'interconnexion 15 entre ces éléments comme schématisé sur la figure 2, qui correspond à une représentation simplifiée de sorte qu'il faut comprendre que le rotor 10 et les hélices 6 sont en rotation dans des plans orthogonaux et non parallèles.
Avec cette configuration, cet hélicoptère hybride 1 est remarquable en ce que les vitesses de rotation des sorties des turbomoteurs, des hélices, du rotor et du système mécanique d'interconnexion sont proportionnelles entre elles, le rapport de proportionnalité étant constant quelle que soit la configuration de vol de l'hélicoptère hybride en conditions normales de fonctionnement de la chaîne cinématique intégrée.
Bien évidemment, des dispositifs particuliers, sortant du cadre de l'invention, sont activés lors de pannes mécaniques éventuelles.
En référence à la figure 2, le système mécanique d'interconnexion comprend les principaux composants suivants :
- une première boîte d'engrenages principale MGB située au niveau du fuselage 2 entraînant le rotor 10 à 263 tr/mn au régime nominal de rotation (ou la première vitesse de rotation du rotor),
- deux deuxièmes boîtes d'engrenages PGB d'entraînement des hélices
6, une boîte d'engrenages PGB entraînant chaque hélice 6 à 2000 tr/mn au régime de rotation nominal,
- un premier arbre Al , mis en rotation par la première boîte d'engrenages MGB, pour l'entraînement du rotor 10,
- deux deuxièmes arbres A2, chacun d'eux étant disposé dans une demi-aile 8 respective, sensiblement au quart de corde, et distribuant la puissance au rotor 10 et aux hélices 6, la vitesse de rotation de ces arbres étant en outre de 3000 tr/mn au régime nominal de rotation ou première vitesse de rotation des deuxièmes arbres,
- les deux deuxièmes arbres A2 sont entraînés en rotation par les deux turbomoteurs 5 via deux modules associés M qui, selon le type de turbomoteurs, réduisent la vitesse des turbomoteurs 5 de 21000 tr/mn ou de 6000 tr/mn à 3000 tr/mn pour la première vitesse de rotation desdits arbres.
La première boîte d'engrenages principale MGB comprend deux étages, à savoir :
une couronne dentée spiroconique Cl entraînée par deux engrenages coniques C2, connectés chacun à l'un desdits deuxièmes arbres A2, cette couronne C l entraînant à 1000 tr/mn, à la première vitesse de rotation de l'installation, le planétaire P d'un étage épicycloïdal de façon à mettre en rotation le rotor via des pignons satellites S en rotation sur une couronne externe fixe CE.
En outre, l'hélicoptère hybride 1 est tel que le pas collectif et le pas cyclique des pales 11 du rotor 10 sont contrôlés et adaptés en fonction des conditions de vol ; les pas sont adaptés à l'évolution de la vitesse de rotation du rotor, en fonction de la vitesse air sur trajectoire (VTAS) de l'appareil.
Au sujet des hélices 6, seul le pas collectif est contrôlé et adapté en fonction des conditions de vol ; il est contrôlé automatiquement pour fournir la poussée nécessaire compatible avec le fonctionnement du rotor.
Par ailleurs, l'hélicoptère hybride 1 est réglé en vol de croisière à grande vitesse de telle sorte que le rotor 10 exerce une portance avec une éventuelle faible contribution aux forces propulsives mais sans aucune contribution à la traînée. Naturellement, ceci nécessite une puissance absorbée par ledit rotor 10 pour équilibrer le couple généré par la traînée de profil et la traînée induite des pales 1 1 du rotor 10, mais cette puissance est relativement réduite soit environ 500 kW comme vu précédemment en raison de la finesse du rotor de l'ordre de 12,2 au-delà de 150 kt.
La faible contribution aux forces propulsives est faite par une légère inclinaison du disque rotor vers l'avant de l'appareil, cette solution pouvant se révéler plus favorable en terme de bilan de puissance qu'un supplément de poussée des hélices en raison d'une finesse du rotor peu sensible aux faibles variations d'assiette de l'hélicoptère hybride.
Par ailleurs, il est avantageux de pouvoir régler, voire d'annuler, le moment de tangage du fuselage car, d'une part celui-ci agit directement sur le moment de flexion dans le mât rotor et donc sur les sollicitations en fatigue de ce dernier, et d'autre part traduit l'équilibre global de l'appareil résultant de la répartition de puissance entre les hélices et le rotor. Or, cette répartition influe sur le bilan global de puissance car les hélices et le rotor ont des rendements respectifs différents.
De la sorte, et selon la figure 3, la manœuvre de préférence automatique d'au moins une gouverne de profondeur mobile 35 équipant l'empennage horizontal 30 par un actionneur électrique 70 permet de régler, voire d'annuler tout moment de tangage résultant du déport du centre de gravité par rapport à la ligne d'action de la portance dudit hélicoptère hybride : ce réglage est obtenu quand le moment de flexion exercé sur le mât rotor 12 par rapport à l'axe de tangage mesuré par des jauges de contrainte 71 par exemple, est annulé.
En outre et indépendamment, le pas cyclique longitudinal du rotor 10 est piloté et adapté en fonction des conditions de vol afin de maintenir l'attitude du fuselage à un angle de tangage ou angle d'assiette longitudinale égal à la pente de la trajectoire, de façon à annuler l'angle d'incidence du fuselage par rapport à l'air et minimiser ainsi les traînées dudit fuselage. Par suite, lors d'un vol de croisière en palier, l'assiette longitudinale de l'hélicoptère hybride sera maintenue à une valeur nulle.
En pratique, le réglage de la gouverne de profondeur 35 peut se faire de façon manuelle dans une version simplifiée. Il y a alors nécessité de disposer sur la planche de bord, un indicateur du moment de flexion exercé sur le mât rotor 12 que le pilote doit maintenir dans une plage déterminée grâce à une action manuelle sur ladite gouverne de profondeur mobile 35 ou encore sur l'actionneur électrique 70.
Lorsque la manœuvre de la gouverne de profondeur 35 est effectuée de façon automatique dans une version améliorée, l'actionneur électrique
70 est commandé par un calculateur 60 qui détermine le moment de flexion exercé sur le mât rotor 12, déduit des informations issues des capteurs 71 , de préférence des jauges de contrainte disposées sur ledit mât rotor 12. De cette façon, le calculateur 60 cesse de braquer ladite au moins une gouverne de profondeur 35 autour de l'axe AX quand le moment de flexion exercé sur le mât rotor par rapport à l'axe de tangage est dans une plage prédéterminée correspondant sensiblement à la première valeur de consigne, préférentiellement égale à zéro, du moment de tangage dudit hélicoptère hybride 1.
De la sorte, le calculateur 60, l'actionneur électrique 70 et les capteurs 71 constituent des premiers moyens pour commander automatiquement l'angle de braquage de ladite au moins une gouverne de profondeur 35 en fonction du moment de flexion exercé sur le mât rotor 12 par rapport à l'axe de tangage de l'hélicoptère hybride 1. Bien évidemment, on peut utiliser plusieurs gouvernes 35 pour cette opération.
De façon indépendante, des deuxièmes moyens (13, 14, 16, 17) commandent le pas cyclique des pales 1 1 du rotor 10 afin de piloter l'assiette longitudinale de l'hélicoptère hybride 1 en fonction des conditions de vol en l'adaptant à une deuxième valeur prédéterminée relative à ladite assiette longitudinale.
Avantageusement, ladite deuxième valeur prédéterminée correspond à un angle d'assiette longitudinale égal à la valeur de la pente de la trajectoire de l'appareil, comme vu ci-dessus.
En conséquence, cette deuxième valeur de l'assiette longitudinale est égale à zéro lors d'un vol en palier de l'hélicoptère hybride 1.
Lesdits deuxièmes moyens comprennent un manche cyclique 13 qui commande des servocommandes 14 pour imposer le pas cyclique des pales 1 1 du rotor 12 via un plateau cyclique 16 et des leviers de pas 17.
En pratique, il s'avère que le pilote peut utiliser un horizon artificiel pour assurer une assiette longitudinale nulle en vol de palier via l'utilisation des deuxièmes moyens (13, 14, 16, 17).
Par contre, un système adapté est à mettre en œuvre dans le cas d'une pente quelconque de la trajectoire. Pour ce faire, lesdits deuxièmes moyens sont complétés par un dispositif d'asservissement automatique 80 de l'assiette longitudinale de l'hélicoptère hybride 1 , ce dispositif d'asservissement automatique 80 étant intégré dans un pilote automatique 81 et comprenant spécifiquement un GPS (Global Positionning System) 82 pour déterminer ladite pente de la trajectoire, et une centrale AHRS (Attitude and Heading Référence System)
83 pour définir l'assiette de l'hélicoptère hybride 1 de façon à en déduire l'incidence du fuselage dudit hélicoptère hybride 1 par rapport à l'air et à l'annuler avec en complément une installation anémométrique 84 pour corriger les erreurs liées aux perturbations liées au vent.
En fait, cette opération de réglage consiste à bien positionner le fuselage 2 ainsi que le rotor 10 à une incidence sensiblement nulle par rapport à l'écoulement d'air, donc avec une traînée d'ensemble minimale et une finesse maximale. Par rapport à un fonctionnement en mode autogire, le bilan est favorable, puisque dans le cas de l'autogire, le rotor traîne assez fortement alors que, dans le cas de la présente invention, la traînée du rotor est minimale.
Du point de vue de la mécanique du vol, il est rappelé que le rotor
10 est destiné à assurer la totalité de la portance de l'hélicoptère hybride 1 pendant les phases de décollage, d'atterrissage et de vol vertical puis partiellement pendant le vol de croisière, l'aile 3 contribuant alors pour partie à supporter ledit hélicoptère hybride 1.
Bien évidemment, le rotor 10 étant toujours entraîné mécaniquement par les turbomoteurs 5, ce rotor 10 produit un « couple rotor résistant » ayant tendance à faire tourner le fuselage 2 en sens inverse de celui du rotor 10.
L'hélicoptère hybride 1 selon l'invention ne dispose pas de rotor anticouple dans le but de simplifier les ensembles mécaniques et de réduire en conséquence la masse et le coût de l'appareil. Par conséquent, l'hélicoptère hybride 1 étant équipé de deux hélices 6, chacune étant installée sur une demi-aile 8 de chaque côté du fuselage 2, les fonctions anticouple et de contrôle de direction sont prévues par utilisation d'une poussée différentielle exercée par les hélices.
Autrement dit, et en vol vertical, l'hélice 6 à gauche du fuselage exerce une poussée vers l'arrière de l'appareil (ou « poussée arrière ») tandis que l'hélice 6 à droite produit une poussée vers l'avant (ou « poussée avant »), dans l'hypothèse où le rotor 10 tourne dans le sens anti-horaire, vu de dessus.
En variante, la fonction anticouple peut également être réalisée de telle sorte que, sur l'exemple précédent, l'hélice droite 6 développe par exemple une poussée doublée, l'hélice gauche 6 ne fournissant pas de poussée, étant entendu que le rotor 10 doit alors être incliné vers l'arrière de l'appareil pour équilibrer la poussée de l'hélice droite. Dans ce cas, on montre que la puissance est supérieure à celle exigée lorsque les deux hélices fournissent des poussées en sens inverse.
Naturellement, on conçoit, à titre également de variante, qu'une solution intermédiaire peut correspondre à une fonction anticouple réalisée par un mixage des deux concepts précédents (poussée différentielle pure d'une part et poussée double d'autre part).
Par conséquent et sur la base de l'exemple présentement décrit et de la figure 5, la vitesse de rotation du rotor 10 est égale à une première vitesse de rotation Ω l de 263 tours par minute environ jusqu'à une première vitesse d'avancement Vl plus correctement dite première vitesse air sur trajectoire de 125 kt. Au-delà et jusqu'à une deuxième vitesse air sur trajectoire V2 de 220 kt, la vitesse de rotation du rotor est réduite progressivement à une deuxième valeur de rotation Ω 2 de 205 tours par minute. La réduction progressive de la vitesse de rotation du rotor 10 entre les première et deuxième vitesses sur trajectoire évolue selon une loi linéaire de pente (- 1 /R), R étant le rayon du rotor, dans un système de coordonnées où la vitesse V est en abscisse et la vitesse de rotation Ω du rotor 10 en ordonnée.
En effet, il est connu que si la vitesse de l'air augmente, le nombre de Mach à l'extrémité de la pale avançante d'un rotor de giravion atteint le nombre de Mach dit de divergence de traînée.
Alors et à un nombre de Mach maximal inférieur ou égal au nombre de Mach de divergence de traînée, la vitesse de rotation du rotor doit être progressivement réduite en fonction de l'augmentation de la vitesse d'avancement de l'appareil de façon à ne pas dépasser cette limite.
Si l'on désigne par c la vitesse du son, le nombre de Mach en bout de pale avançante est égal à l'expression (V+U)/c ou encore (V+ ΩR)/c. Imposer un nombre de Mach maximal égal à Mm revient bien à faire varier Ω selon la loi linéaire [(c.Mm-V)/R] .
En supposant un nombre de Mach maximal égal à 0,85 pour une vitesse de l'air en bout de pale de 220 m/s en vol vertical (vitesse de rotation du rotor de 263 tr/mn), le nombre de Mach des pales 11 en positon avançante atteint 0,85 environ à une vitesse air sur trajectoire de 125 kt à une altitude de 1500 mètres dans les conditions ISA (température air extérieure : 5°C).
Entre 125 et 220 kt, la vitesse de rotation Ω est adaptée conformément à la loi précitée.
A une vitesse air sur trajectoire de l'appareil de 220 kt, la vitesse de l'air en bout de pale due à la rotation vaut alors 171 m/s (vitesse de rotation rotor : 205 tr/mn ou 78% de la vitesse de rotation nominale du rotor) et le paramètre d'avancement μ est égal à 0,66. A cette valeur du paramètre d'avancement, la portance du rotor ne peut pas être maintenue sans un accroissement important de la corde des pales (60% d'accroissement, ce qui conduirait à un hélicoptère conventionnel de quatre pales d'un mètre de corde), afin de garder un coefficient de portance moyen des pales Czm inférieur à 0,5 et d'éviter ainsi le décrochage de la pale reculante. Il est clair qu'un tel surdimensionnement des pales à grande vitesse d'avancement conduirait à une augmentation significative de la masse de l'appareil et à une pénalisation des performances. En conséquence, le rotor de l'hélicoptère hybride 1 , d'environ 8 tonnes de masse maximale autorisée au décollage, est progressivement déchargé par une aile 3 d'envergue L réduite qui développe une portance de l'ordre de 31 % à 220 kt. Dans ces conditions, lorsque la vitesse air sur trajectoire augmente, le coefficient de portance Czm des pales de 0,5 en vol vertical (déportance de l'aile estimée à 4,5%) diminue pour atteindre 0,43 à 125 kt en raison de l'augmentation de portance de l'aile 3 pour augmenter et atteindre une valeur de 0,54 à 220 kt en raison de la réduction de la vitesse de rotation du rotor à 78% de la vitesse de rotation nominale. Dans ces conditions, le rotor fonctionne à une finesse maximale de l'ordre de 12,2.
Sauf indication contraire, explicite ou implicite, les interconnexions entre les blocs/modules fonctionnels représentés figures 6 à 13 sous forme de rectangles sont représentées sous forme de flèches indiquant le sens du flux des signaux/données correspondantes.
Par référence aux figures 6 et 7, le giravion 1 est représenté par un modèle où la vitesse de rotation RPM des éléments du système de transmission de puissance motrice reliant le moteur 5 au rotor 10 et aux deux propulseurs 6L (propulseur gauche) et 6R (propulseur droit), est la résultante sortant d'un bloc 130 dont la fonction de transfert est égale à l /(I*Ω*s), I représentant l'inertie globale des ensembles mécaniques entraînés, et Ω étant égale à RPM .
La variation de cette vitesse RPM est fonction de la différence entre la puissance ESP fournie en sortie par le moteur 5 et la puissance absorbée par le rotor et par les propulseurs ; un additionneur 131 effectue cette différence et l'applique en entrée du bloc 130 ; un autre additionneur 132 cumule les puissances respectivement absorbées par le rotor d'une part et par chacun des propulseurs d'autre part. La puissance ESP fournie par le moteur résulte des variations du débit Qfuel de carburant qui lui est délivré ; ce débit est déterminé en fonction de la différence ΔNG délivrée en sortie par un comparateur 133 qui soustrait la vitesse NG du générateur de gaz du turbopropulseur 5 à la consigne NG* de vitesse du générateur de gaz.
Ainsi, la commande /régulation de puissance du turbomoteur 5 s'effectue par l'intermédiaire de la consigne NG* de vitesse du générateur de gaz, comme cela se pratique généralement pour un hélicoptère.
La variation du pas collectif du rotor 10 s'effectue par l'intermédiaire d'une consigne θ0* de pas collectif qui est appliquée à un mécanisme de servocommande (non représenté) prévu pour modifier le pas des pales du rotor.
De façon similaire, la variation du pas collectif des hélices 6R, 6L s'effectue par l'intermédiaire d'une consigne de pas collectif (θp* + θd*, respectivement θp* - θd*) de l'hélice qui est appliquée à un mécanisme de servocommande (non représenté) respectivement prévu pour modifier le pas de l'hélice correspondante.
Le pilote du giravion dispose de plusieurs organes de pilotage ; chaque organe peut par exemple se présenter sous forme d'un levier, d'un bouton, ou d'une molette, et peut être « réel » ou simulé (sur un écran par exemple). Pour ce qui concerne les organes de pilotage dont la sortie est prise en compte selon l'invention pour commander le fonctionnement du moteur 5, le pilote peut agir sur un organe 121 (par ex. un bouton poussoir équipant un levier de pas collectif du rotor) délivrant un ordre de commande TCL de variation de poussée, sur un organe 122 (par ex. un levier de pas collectif du rotor) délivrant un ordre de commande θ0 de variation de pas collectif, et sur un organe 123 (par ex. un palonnier) délivrant un ordre de commande Pal de variation de cap (ou commande de lacet). Un capteur/calculateur 120 fournit par ailleurs une mesure (ou une estimation) de la vitesse sur trajectoire VTAS du giravion.
La mesure de vitesse VTAS, les ordres de commande et les consignes se présentent sous forme de signaux ou données.
Le capteur 120 et les organes 121 -123 de pilotage sont reliés à un système 100 embarqué de calcul/détermination des consignes NG* de vitesse de générateur de gaz, θ0* de pas collectif du rotor, (θp* + θd*) et (θp* - θd*) de pas collectif des hélices, qui sont respectivement délivrés aux servocommandes correspondantes.
Le système 100 comporte plusieurs modules de traitement des signaux/données reçus des organes 120-123 (cf. figures 6 et 7):
- un organe/module 101 , 101A, 102, 103, 104 élabore les consignes (θ * + θd*, θ * - θd*) de pas des hélices en fonction notamment d'un ordre de commande (TCL) de variation de poussée,
- un organe/module 105, 105A élabore une consigne RPM* de vitesse d'entraînement RPM du rotor et de l'hélice (ou des hélices), en fonction notamment de la vitesse VTAS de déplacement du giravion, et
un organe/module 106 élabore une consigne NG* de vitesse du moteur, en fonction notamment de l'ordre de commande TCL de poussée, de la consigne RPM* de vitesse d'entraînement, et d'un ordre de commande θ0 de pas collectif du rotor.
Dans chacun des deux modes de réalisation correspondant aux figures 6 et 7, la vitesse VTAS est délivrée en entrée des modules 101 (ou 101A) et 105 (ou 105A). L'ordre de commande TCL de poussée est délivré en entrée du module 106. L'ordre de commande θ0 de pas collectif du rotor est délivré en entrée des modules 106, 102 et d'un module 140 d'élaboration d'une consigne θ0* du rotor 10, et l'ordre de commande Pal est délivré en entrée du module 102. Dans le mode de réalisation de la figure 7, l'ordre de commande TCL de poussée est délivré directement au module 101 A, tandis que dans le mode de réalisation de la figure 6, cet ordre de commande TCL de poussée est délivré au module 105, et la consigne RPM* délivré par ce dernier est appliquée en entrée du module 101.
Dans les deux modes de réalisation des figures 6 et 7, la vitesse RPM effective du système de transmission de puissance est délivrée en entrée du module 106 de calcul de la consigne NG* ; cette vitesse RPM est en outre délivrée au module 101 dans le mode de réalisation de la figure 6.
L'organe 105 (fig. 6) ou 105A (fig. 7) d'élaboration d'une consigne
RPM* de vitesse d'entraînement RPM comporte (cf. fig. 9 et 12):
un organe/module 107 qui élabore et fournit en sortie une vitesse d'entraînement de référence RPMref en fonction de la vitesse VTAS de déplacement du giravion reçue en entrée, et
- un limiteur 108 connecté au module 107, qui est sensible à la vitesse d'entraînement de référence RPMref délivrée par le module 107, et qui délivre la consigne RPM* de vitesse d'entraînement.
Ainsi, le module 107 calcule la vitesse RPMref selon la loi de décroissance décrite ci-avant en relation avec la figure 5, lorsque la vitesse VTAS dépasse la vitesse Vl .
L'organe 106 d'élaboration de la consigne NG* de vitesse du moteur comporte (cf. fig. 11):
un organe/module 109 « feed-forward » qui calcule un premier ordre anticipé (pré-commande) de variation de la vitesse du moteur en fonction de l'ordre de commande θ0 de pas collectif du rotor ; le module 109 permet d'anticiper l'augmentation de puissance nécessitée par un ordre d'augmentation de pas collectif ; un organe/module 110 qui calcule un second ordre anticipé de variation de la vitesse du moteur en fonction de l'ordre de commande TCL de poussée,
un premier sommateur 11 1 pour additionner les premier et second ordres anticipés de variation de la vitesse du moteur et pour délivrer en sortie une première composante NGl * de la consigne NG* de vitesse du moteur,
un comparateur 114 qui soustrait la vitesse d'entraînement RPM à la consigne RPM*,
- un régulateur 113 qui délivre une seconde composante NG2* de la consigne NG* en fonction de la différence délivrée par le comparateur 114 ; ce régulateur peut être un régulateur PI (proportionnel-intégral) qui élabore la composante NG2* permettant d'annuler la différence entre RPM et RPM* qui lui est présentée en entrée ; et
un sommateur 112 qui détermine la consigne NG* de vitesse du moteur, par addition des première et seconde composantes NGl * et
NG2*.
Pour un giravion comportant (au moins) deux hélices (6L, 6R) de propulsion à pas variable qui sont disposées de part et d'autre du fuselage du giravion, le système 100 comporte :
un organe/module 101, 101A d'élaboration d'une consigne θp* de pas moyen θp des deux hélices en fonction de l'ordre de commande TCL de variation de propulsion/poussée,
- un organe/module 102 d'élaboration d'une consigne θd* de demi- différence de pas θd entre les deux hélices en fonction de l'ordre de commande θ0 de variation de pas collectif du rotor et d'un ordre de commande Pal de variation de cap/lacet, un sommateur 103 pour additionner la consigne θp* de pas moyen et la consigne θd* de différence de pas, et pour délivrer la consigne résultante (θp* + θd*) à un organe de commande de pas d'une première des deux hélices,
- un sommateur utilisé en différentiateur 104 pour soustraire la consigne θd* de différence de pas à la consigne θp* de pas moyen et pour délivrer la consigne résultante (θp* - θd*) à un organe de commande de pas de la seconde hélice.
Dans le mode de réalisation correspondant aux figures 6 et 10, l'organe 101 d'élaboration d'une consigne θp* de pas moyen comporte un comparateur 118 qui soustrait la consigne de vitesse RPM* à la vitesse d'entraînement mesurée RPM, un module 119 qui est de préférence un régulateur PI tendant à annuler la différence (RPM-RPM*) qui lui est présentée en entrée, et un filtre 129 de sortie qui assure la stabilité en torsion de la chaîne de transmission de puissance aux hélices.
L'organe 102 d'élaboration d'une consigne θd* de demi-différence de pas comporte (cf. figure 8):
une unité/module 141 de découplage collectif-lacet qui reçoit l'ordre de commande θ0 de variation de pas collectif du rotor et qui délivre une pré-commande pour anticiper une variation de la consigne θd* nécessaire pour équilibrer la variation de couple et donc le cap résultant d'une variation de la commande θ0,
une unité/module 142 de traitement d'un ordre de commande Pal de variation de cap,
- un sommateur 143 connecté à l'unité de découplage 141 et à l'unité de traitement 142, et
un filtre passe-bas 144 recevant en entrée la somme délivrée par le sommateur 143 et délivrant en sortie la consigne θd* de demi- différence de pas, le filtre 144 limitant la vitesse de variation de cette consigne θd*.
Dans le mode de réalisation correspondant aux figures 6 et 9, l'organe 105 d'élaboration d'une consigne RPM* de vitesse d'entraînement RPM comporte en outre:
un organe/module 1 15 qui élabore une variation transitoire RPMper de la consigne RPM* de vitesse d'entraînement en fonction de l'ordre de commande TCL de variation de propulsion/poussée, et
un sommateur 1 16 qui ajoute la variation transitoire RPMper de la consigne RPM* à la vitesse d'entraînement de référence RPMref et qui délivre cette somme au limiteur 108 délivrant la consigne RPM* de vitesse d'entraînement.
Le module 1 15, qui agit comme un filtre passe-haut, permet, en réponse à une action du pilote sur l'organe 121 , de provoquer une augmentation (respectivement une diminution) transitoire de la consigne RPM*, afin d'inhiber la boucle de régulation « hélicoptère » (incluant notamment les modules 1 12 à 1 14, fig. l l) pendant une durée suffisante pour que la boucle de régulation 101 -105 des hélices adapte le pas de celles-ci. Ceci permet d'éviter que la régulation de type hélicoptère ne s'oppose aux variations de NG* nécessaires à la commande (indirecte) de variation du pas des hélices de propulsion.
Si l'augmentation de l'ordre de commande TCL est lente, la variation transitoire RPMper est sensiblement nulle.
Dans le mode de réalisation correspondant aux figures 7, 12 et 13, la régulation est plus simple car le pas moyen des hélices est directement contrôlé au moyen d'une servocommande hydraulique et n'est plus lié au régime de l'hélice. Cependant il est nécessaire dans ce cas de limiter la vitesse de variation de l'ordre de commande de pas moyen, en particulier à grande vitesse d'avancement VTAS car la variation transitoire de couple qui en résulterait pourrait endommager les hélices. La consigne de pas moyen θp* est donc élaborée à partir de la position TCL du levier 121 de commande de poussée des hélices ; la variation de l'ordre de commande est limitée par le module limiteur 1 17, en fonction le cas échéant de la vitesse de déplacement VTAS ; la vitesse de cette variation est limitée par un filtre passe-bas 128 (figure 13), et puis l'ordre résultant est transmis aux hélices (par l'intermédiaire des sommateurs 103, 104).
Pour les deux modes de réalisation, le découplage collectif-lacet ainsi que la commande de direction sont réalisés au moyen d'une application de pas collectif différentiel θd* aux hélices gauche et droite.
Par ailleurs, les « précommandes » 109, 1 10 directes « pas-gaz » sont prévues au niveau du rotor et des hélices afin d'atténuer (par anticipation) les variations de la vitesse RPM qui pourraient résulter de variations rapides de l'ordre de commande de pas.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. En particulier, il importe de noter que l'invention telle que décrite concerne notamment un hélicoptère hybride de l'ordre de 8 tonnes de masse totale. Toutefois, cette invention est applicable à tout giravion d'une masse quelconque, d'un drone à faible masse par exemple jusqu'à un appareil de très gros tonnage. Bien que plusieurs modes de réalisations aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système (100) de commande d'un giravion (1) comportant un rotor (10), au moins une hélice (6L, 6R) de propulsion à pas variable, et un moteur (5) d'entraînement du rotor et de l'hélice (ou des hélices), caractérisé en ce qu'il comporte :
- un organe (101 , 101A, 102, 103, 104) d'élaboration d'une consigne (θp* + θd*, θp* - θd*) de pas de l'hélice en fonction au moins d'un ordre de commande (TCL) de variation de poussée,
- un organe (105, 105A) d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) du rotor et de l'hélice (ou des hélices), en fonction au moins de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion et le cas échéant en fonction de la température ambiante, et
- un organe (106) d'élaboration d'une consigne (NG*) de vitesse du moteur, en fonction au moins de l'ordre de commande (TCL) de poussée, de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement, et d'un ordre de commande (θ0) de pas collectif du rotor.
2. Système selon la revendication 1 , dans lequel l'organe (105, 105A) d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) comporte :
- un organe (107) d'élaboration d'une vitesse d'entraînement de référence (RPMref) en fonction de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion, et
un limiteur (108) sensible à la vitesse d'entraînement de référence (RPMref) et délivrant la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement.
3. Système selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'organe (106) d'élaboration de la consigne (NG*) de vitesse du moteur comporte : un organe (109) d'élaboration d'un premier ordre anticipé de variation de la vitesse du moteur en fonction de l'ordre de commande (θ0) de pas collectif du rotor,
un organe (1 10) d'élaboration d'un second ordre anticipé de variation de la vitesse du moteur en fonction de l'ordre de commande (TCL) de poussée,
un premier sommateur (11 1) pour additionner les premier et second ordres anticipés de variation de la vitesse du moteur et pour délivrer en sortie une première composante (NGl *) de la consigne (NG*) de vitesse du moteur, et
- une unité (112, 113, 114) d'élaboration de la consigne (NG*) de vitesse du moteur, en fonction de la première composante (NGl *), de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement, et d'une mesure (RPM) de la vitesse d'entraînement.
4. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, pour un giravion (1) comportant (au moins) deux hélices (6L, 6R) de propulsion à pas variable qui sont disposées de part et d'autre du fuselage du giravion, qui comporte :
un organe (101 , 101A) d'élaboration d'une consigne (θp*) de pas moyen (θp) des deux hélices en fonction de l'ordre de commande (TCL) de variation de propulsion/poussée,
un organe (102) d'élaboration d'une consigne (θd*) de demi- différence de pas (θd) entre les deux hélices en fonction de l'ordre de commande (θ0) de variation de pas collectif du rotor et d'un ordre de commande (Pal) de variation de cap/lacet,
un sommateur (103) pour additionner la consigne (θp*) de pas moyen et la consigne (θd*) de différence de pas, et pour délivrer la consigne résultante (θp* + θd*) à un organe de commande de pas d'une première des deux hélices, un (sommateur utilisé en) différentiateur (104) pour soustraire la consigne (θd*) de différence de pas à la consigne (θp*) de pas moyen et pour délivrer la consigne résultante (θp* - θd*) à un organe de commande de pas de la seconde hélice.
5. Système selon la revendication 4, dans lequel l'organe (102) d'élaboration d'une consigne (θd*) de demi-différence de pas comporte :
une unité (141) de découplage collectif-lacet qui reçoit l'ordre de commande (θ0) de variation de pas collectif du rotor,
une unité (142) de traitement d'un ordre de commande (Pal) de variation de cap,
un sommateur (143) connecté à l'unité de découplage et à l'unité de traitement, et
un filtre passe-bas (144) recevant en entrée la somme délivrée par le sommateur et délivrant en sortie la consigne (θd*) de demi-différence de pas.
6. Système selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, dans lequel l'organe (105) d'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) comporte en outre:
un organe (115) d'élaboration d'une variation transitoire (RPMper) de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement en fonction de l'ordre de commande (TCL) de variation de propulsion/poussée, et
un sommateur (1 16) pour ajouter la variation transitoire (RPMper) de la consigne (RPM*) à la vitesse d'entraînement de référence (RPMref) et pour délivrer cette somme au limiteur (108) délivrant la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement.
7. Programme de commande d'un giravion (1) comportant un rotor (10) , au moins une hélice (6L, 6R) de propulsion à pas variable, et un moteur (5) d'entraînement du rotor et de l'hélice (ou des hélices), caractérisé en ce qu'il comporte :
- un segment de code pour l'élaboration d'une consigne (θ * + θd*, θp* - θd*) de pas de l'hélice en fonction au moins d'un ordre de commande (TCL) de variation de poussée,
un segment de code pour l'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) du rotor et de l'hélice (ou des hélices), en fonction au moins de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion, et
un segment de code pour l'élaboration d'une consigne (NG*) de vitesse du moteur, en fonction au moins de l'ordre de commande (TCL) de poussée, de la consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement, et d'un ordre de commande (θ0) de pas collectif du rotor.
8. Programme selon la revendication 7, dans lequel segment de code pour l'élaboration d'une consigne (RPM*) de vitesse d'entraînement (RPM) comporte un segment de code pour l'élaboration d'une vitesse d'entraînement de référence (RPMref) qui décroît en fonction de la vitesse (VTAS) de déplacement du giravion, lorsque la vitesse VTAS dépasse une vitesse Vl déterminée.
9. Giravion (1) comportant un rotor (10), au moins une hélice (6L, 6R) de propulsion à pas variable, et un moteur (5) d'entraînement du rotor et de l'hélice (ou des hélices), qui comporte un système (100) de commande selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, ou un programme de commande selon l'une quelconque des revendications 7 ou 8.
10. Giravion selon la revendication 9 qui comporte deux hélices (6L, 6R) de propulsion à pas variable qui sont disposées de part et d'autre du fuselage du giravion, qui est dénué de rotor anti-couple, et qui comporte un système de transmission directe de puissance motrice entre le(s) moteur(s) et le rotor et les hélices.
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